Тяга ракетного двигателя: Формула ракетного двигателя — Alpha Centauri — Авиатор

Тяга ракетного двигателя. Ракетные двигатели

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила — сила воздействия газов на двигатель — и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы.

Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек²), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек, вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг.

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности — сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции — пары углекислоты, пары воды, азот и др. — сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая — результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Таким образом общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в скоростную энергию струи, а только определенная часть ее. Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в скоростную энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе[2]. Большая часть (до 2/3) этого тепла представляет собой потери рабочего процесса.

Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000–1500 °C). Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги. Однако, как учит термодинамика — наука о преобразовании тепла в работу, — все тепло не может перейти в скоростную энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери.

Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения. Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т. е. тем больше скорость истечения. И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.

С другой стороны, чем совершеннее рабочий процесс двигателя, тем также больше скорость истечения. Поэтому, например, более удачная конструкция двигателя, в частности, сопла, позволяющая лучше организовать истечение, т. е. добиться, чтобы скорости молекул газа на выходе из двигателя имели одинаковое направление и были большими по величине, также приводит к увеличению тяги.

Такое же влияние оказывает давление газов в камере сгорания двигателя. Чем больше это давление по сравнению с атмосферным, т. е. с давлением газов на выходе из двигателя, тем большая доля тепла переходит в скоростную энергию газов и поэтому больше скорость истечения и тяга двигателя, рассчитанного на это увеличенное давление.

Из всех внешних условий (скорость полета, состояние атмосферы и др.) только атмосферное давление оказывает некоторое, да и то небольшое, влияние на рабочий процесс ракетного двигателя. Эта независимость рабочего процесса от внешних условий является важным свойством ракетного двигателя. Благодаря этому свойству скорость истечения и секундный расход газов, а следовательно, и тяга ракетного двигателя, также остаются постоянными при изменении внешних условий.

Только при изменении атмосферного давления, например с изменением высоты полета, тяга несколько изменяется — с увеличением высоты тяга растет.

Особенно важным является то, что тяга остается постоянной при изменении скорости полета.

Сверхлегкая ракета — широкодиапазонные двигатели

18.06.2020

There are more things in heaven and earth, Horatio,
Than are dreamt of in your philosophy.
Есть многое на свете, друг Горацио, что и не снилось вашим мудрецам
Вольный перевод Шекспира

Продолжение, начало — статьи 1, 2, 3, 4, 5

В первой, второй и третьей публикациях было рассказано о потенциальном рынке сверхлегких ракет-носителей (СЛРН) и о проектах – лидерах.

В четвертой и пятой статьях были рассмотрены некоторые нетрадиционные решения, в том числе применение клино-воздушного ракетного двигателя (КВРД) или, как его называют на английский манер, AeroSpike. После многолетних исследований фирмы Firefly Aerospace, Vector Launch, Inc. в конечном итоге отказались от использования КВРД из-за большей сложности и массы, чем у классического ЖРД, и проблем с устойчивым запуском и охлаждением. Но это не значит, что проблемы AeroSpike нельзя решить: многие из необходимых технологий были разработаны еще в 70-е и 80-е годы, но затем забыты. Потребность же в сопле, которое эффективно работает от уровня моря до безвоздушного пространства, никуда не делась. Такие сопла и двигатели называются еще широкодиапазонными (ШРД), различные виды КВРД приведены на рис.1. Рассмотрим некоторые подходы, которые могут помочь в будущем успешно реализовать ШРД. Это будет самая сложная статья цикла – и без формул тут никак.

Как работает сопло в различных условиях

Хороший обзор по КВРД дан в статье [1]. Для того, чтобы понять, зачем вообще нужны ШРД, необходимо кратко рассмотреть работу ракетного двигателя на различных высотах.

Рисунок 1 — AeroSpike c плоским соплом (а — XRS-2200), с усеченным осесимметричным кольцевым соплом (б — ARCA Space) и блочный с центральным телом (в)

Характеристики реактивного двигателя – тяга, удельная тяга (тяга, делённая на расход топлива) и удельный импульс (создаваемый двигателем импульс, делённый на расход топлива) зависят от высоты полёта. Если берется массовый расход или весовой, единица измерения удельной тяги (удельного импульса) будет или м/с, или секунды, соответственно. В первом случае удельный импульс трактуется как скорость истечения продуктов сгорания в безвоздушное пространство, во втором – как время, которое может проработать двигатель на 1 кг топлива. Далее мы будем использовать термин «удельный импульс», измеряемый в м/с. Он равен эффективной скорости истечения струи из сопла в идеальных условиях, которая определяется формулой

В формуле (1) R₀ – универсальная газовая постоянная, γ – показатель адиабаты продуктов сгорания, μ — молекулярный вес, p и T – давление и температура в камере сгорания (индекс к) и в окружающей среде на кромке среза сопла (а). Откуда видно, что удельный импульс тем больше, чем выше температура и давление сжигания топлива, в также чем меньше молекулярный вес топлива, поэтому лучшим топливом является пара водород-кислород. Удельный импульс также зависит от давления в окружающей среде. При работе в пустоте он максимален. Формулу (1) приближенно можно представить в более удобном для расчетов виде

Нерасчетные режимы работы сопла Лаваля. В формулах (1-2) полагается, что сопло обеспечивает идеальное расширение продуктов сгорания до давления, равного давлению в окружающей среде. Но для работы сопла Лаваля такие условия – это исключение. Поскольку возмущения в газе распространяются со скоростью звука, то сверхзвуковой поток «не знает», что у него впереди, какие там условия и какое там давление. Поэтому в расширяющейся сверхзвуковой части сопла поток можно разогнать до любой скорости (числа Маха, равного отношению скорости к местной скорости звука), которая определяется только соотношением площади среза сопла к площади наименьшего критического сечения.

Это же соотношение определяет давление на кромке сопла.

В зависимости от длины сопла при текущем значении наружного давления p_н, давление на срезе p_а может в точности равняться ему (случай 1 на рис.2-а), быть меньше (случай 2 на рис.2-а) или больше (случай 3 на рис.2-а).

Рисунок 2 — Расчетное (1), перерасширенное (2) и недорасширенное (3) сопло (а) и соответствующие им выхлопные струи (б)

Первый случай называется расчетным, и удельный импульс определяется по формулам (1-2). Второй случай называется перерасширением потока: со среза сопла истекает перерасширенная струя (рис.2-б), поток в которой тормозится на косом скачке уплотнения. Потери тяги в данном случае можно трактовать как потери импульса струи при торможении потока в скачке или как возникновение тормозящей силы на участке сопла l₁, на котором давление на внутренней стенке ниже, чем давление на наружной. Наконец, если сопло слишком короткое, то поток истекает со среза недорасширенным (рис.2-б). Тяга такого сопла меньше из-за того, что недополучена тяга от участка длиной l₂.

В типичном случае двигатели первой ступени работают до высоты полёта порядка 60 км, где пространство уже можно считать безвоздушным, а давление более чем в 1000 раз меньше, чем у Земли. Но уже с высоты примерно в 40 км удельный импульс практически не изменяется (сплошная линия на рис.3). Если бы длину сопла и степень расширения в нём потока можно было изменять, то удельный импульс определялся бы в по формулами (1-2), как показано пунктиром на рис.3.

Рисунок 3 – Изменение удельного импульса идеального сопла, степень расширения которого изменяется в соотвествии с давлением на данной высоте ( — — -), и реального сопла двигателя Vulcan РН Saturn-I (—)

Выбор расчетной высоты работы для сопла Лаваля требует проведения оптимизационных расчетов. Например, если для двигателя расчетной высотой принимают 12 км, то на этой высоте давление на срезе сопла равняется давлению в окружающей среде (рис.4-а). Но тогда на уровне моря такое сопло будет сильно перерасширять поток, что приведет к существенным потерям тяги. Кроме того, косой скачок может вызвать отрыв пограничного слоя внутри сопла и проникнуть внутрь сопла (рис.4-б), что, в целом, считается аварийным режимом работы и сопровождается колебаниями и асимметрией тяги.

Рисунок 4 – Поле числе Маха внутри сопла РД-120 на расчетном режиме (а) на высоте 12 км и на режиме глубокого перерасширения потока с отрывом от стенок сопла на уровне моря (б)

Что такое сопло AeroSpike и в чем заключаются его проблемы

Принцип работы КВРД (рис.5) заключается в расширении потока на профилированном центральном теле – клине (конусе). AeroSpike относится к соплам именно такого типа. Выполненные исследования [2] показали, что сопло AeroSpike полной длины (рис.5-а,б) работает на режиме практически полного расширения продуктов сгорания в диапазоне высот от нуля до 100 км. Для сокращения длины сопла AeroSpike иногда укорачивают (рис.5-в). При этом образуется донная область. При работе вблизи уровня моря усеченное сопло и сопло полной длины практически идентичны.

Рисунок 5 — Истечение перерасширенной (а) и недорасширенной струи (б) из КВРД полной длины, а также схема усеченного КВРД (в)

Преимущество сопла AeroSpike перед соплом Лаваля поясняет рис. 6.

Рисунок 6 — Схема течения в сопле AeroSpike на расчетном режиме (а), режиме перерасширения (б) и режиме недорасширения (в)

На рис.6 АВС – веер волн разрежения, которые образуются в результате разворота потока на кромке А. Угол разворота линии тока определяется отношением давления p_о_c внутри сопла к давлению p_∞ в окружающей среде. Когда p_∞ > p_о_c (рис.6-б), из сопла истекает перерасширенная струя, граница струи наклонена к оси (плоскости) симметрии. Последняя волна веера волн разрежения АС падает на клин (центральное тело, ц.т.) в точке С и отражается от него в виде волны сжатия. В результате на клине ниже точки С по потоку давление увеличивается, что создает дополнительную тягу (на рис.6-б заштрихованная область).

Если p_∞ < p_о_c, то из сопла истекает недорасширенная струя. Граница струи АD отклонена в сторону от оси (плоскости) симметрии. Угол наклона волн разрежения меньше, и волна АС пересекается с осью (плоскостью) симметрии за пределами клина, соответственно, теряется часть тяги, показанная на рис.6-в заштрихованной областью. На этом режиме сопло AeroSpike и сопло Лаваля полностью аналогичны.

Основным недостатком КВРД полной длины является сложность организации охлаждения, т.к. охлаждаемая площадь в несколько раз больше, чем у ЖРД с классическим соплом Лаваля. Положение усугубляется тем, что подача хладагента в «хвостик» клина сопровождается большими гидравлическими потерями [1]. Габариты же сопел практически одинаковые.

Усеченное по длине сопло AeroSpike отличается большей компактностью. Сравнение размеров и удельного импульса примерно равных по тяге ЖРД с соплом Лаваля и КВРД приведено на рис. 7.

Рисунок 7 – Сравнение размеров (а) ЖРД SpaceX Merlin первой и второй ступени c ЖРД Rocketdyne RS-2200 и удельного импульса (б) идеального регулируемого по степени расширения сопла Лаваля (1), сопла AeroSpike полной длины (2), сопла Лаваля (3) и усеченного AeroSpike (4)

На больших высотах удельный импульс усеченного сопла несколько ниже из-за влияния области разрежения за донным уступом. Моменту скачкообразного уменьшения удельного импульса на рис.7-б соответствует переход от режима с открытой донной областью, в которую попадает окружающий воздух (рис. 8-а), к режиму закрытой донной области, в которой присутствует только газ, истекающий из сопла (рис.8-б). Этот переход сопровождается скачкообразным уменьшением данного давления, которое в дальнейшем не зависит от давления в окружающей среде и скорости полета ракеты.

Изучение проблемы донного давления [3] и связанных с ней режимов [4] проводилось в ЦАГИ, БГТУ Военмех и ИТПМ им. Христиановича в течение 40 лет.

Обычно считается, что режимов работы усеченного сопла всего два [5], но на самом деле их 14, и переходы между режимами сопровождаются нестационарными и колебательными явлениями, причем имеется три режима низкочастотных колебаний большой амплитуды, что является крупным недостатком усеченного сопла, влияющим на безопасность полёта.

Рисунок 8 — Картина истечения газа из усеченного сопла AeroSpike на режиме с открытой донной областью (а) и на автомодельном режиме (б)

КВРД с усеченным соплом использовался в экспериментальном воздушно-космическом самолете Lockheed Martin X-33, а также в проекте Rocketdyne RS-2200 – в качестве основной силовой установки Space Shuttle. ЖРД Rocketdyne RS-2200 прошел успешные наземные испытания, а его модель была испытана в полете на летающей лаборатории SR-71 на скорости до М=3. В этом двигателе при старте воздух отсасывался из донной области через специальные отверстия, потому что в противном случае струя не прилипала к стенкам сопла, а в полете в донную область подавались газы от турбонасосного агрегата (ТНА), чтобы обеспечить бесколебательный режим перехода с одного режима на другой и уменьшить потери удельного импульса (рис.9).

Рисунок 9 — Картина течения в сопле RS-2200 на автомодельном режиме (а) и при подаче в донную область газов от ТНА

Необходимость размещения в донной области усеченного центрального тела дополнительной системы для удаления воздуха при запуске и подачи в донную область продуктов сгорания на расчетных режимах работы снижает надежность системы и значительно увеличивает массу двигателя. RS-2200 весит в 2. 5 раза больше ЖРД Merlin, сравнимого по тяге.

Дополнительные сложности имеются и с охлаждением. Сопло короче, чем у AeroSpike полной длины, но появляется донная область, в которой циркулируют низкоскоростные продукты сгорания, в которых догорает топливо.

Как устранить недостатки AeroSpike

Нельзя просто взять и заменить сопло Лаваля на AeroSpike. Тридцатилетний опыт изучения КВРД приводит именно к такому выводу. Несмотря на существенный выигрыш в удельном импульсе на первых 12-15 км траектории выведения, КВРД так и не нашел практического применения из-за проблем с надежностью, охлаждением и, как минимум, вдвое большего веса. Но, все-таки, выигрыш в удельном импульсе слишком велик, чтобы просто взять и отказаться от КВРД. И достигается он на старте, когда польза от этого наибольшая. Стартовая масса СЛРН, в зависимости от планируемых к применению технических решений, будет где-то в пределах 13 — 18 тонн, поэтому каждые дополнительные 200 -300 м/с, получаемые благодаря ШРД и приводящие к экономии 1 тонны топлива – это очень существенное уменьшение стартовой массы СЛРН.

Сопла со свободной границей расширяющегося потока. Нет AeroSpike – нет проблем. Существует целый ряд других видов сопел (рис.10), которые характеризуются расширением потока при наличии свободной границы потока. За это их называют соплами с внешним расширением. И это не только AeroSpike. За счет наличия свободной границы поток в таких соплах расширяется, подстраиваясь под давление окружающей среды, поэтому они и получили названия широкодиапазонных.

В России наибольшим заделом в области ШРД обладает КБХА (Воронеж), в котором разработаны ЖРД с тарельчатым соплом и разворотом потока на 180˚ (РД-0126Э), с раздвижным соплом (РД-0126) и др. Большой объем исследований сопел с внешним расширением, с центральным телом, эжектором, разрывом образующей выполнен в 80-е — 90-е Г.Н.Лаврухиным в ЦАГИ и О.Н.Засухиным в БГТУ Военмех.

На рис.11 приведены результаты расчетов высотного тарельчатого сопла РД-0126Э (КБХА). Видно, что струя, истекающая из этого сопла на высоте 12 км (рис. 11-а), практически не отличается от струи РД-120 (рис.4-а). В то же время на уровне моря струя РД-0126Э компактна и истекает из сопла на расчетном безотрывном режиме (рис.11-б). Тарельчатые сопла изначально создавались для высотных режимов.

Рисунок 10 — Различные виды сопел: обычные коническое (а) и профилированное (б) сопла Лаваля; широкодиапазонные: AeroSpike (в), усеченный AeroSpike (г), тарельчатое сопло (д), тарельчатое сопло с разворотом потока на 180˚(е), тарельчатое сопло с разворотом потока на 90˚(ж), раздвижное эжекторное сопло (з), сопло с разрывом образующей (и)

Рисунок 11 — Поле чисел Маха внутри сопла РД-0126Э на расчетном режиме на высоте 12 км (а) и на уровне моря (б)

Большой интерес представляют сопла со сдвижным сопловым насадком (рис.10-з) [6]. Такие сопла могут быть двухпозиционными, т.е. адаптированными для работы на двух характерных высотах, например, 15 км и 60 км. Они могут быть плавно регулируемыми – за счет выдвижения насадка изменяется степень расширения потока. Наконец, сопловой насадок может служить для облегчения запуска сопла в верхних слоях атмосферы, когда степень расширения сопла очень велика. Сначала запускается внутреннее короткое сопло. В атмосфере внешний сопловой насадок играет роль эжектора и обеспечивает дополнительное разрежение на границе струи. После того, как внутреннее сопло запустилось, выдвигается внешнее эжекторное сопло, к стенкам которого прилипает струя. Таким образом, облегчается запуск длинного высотного сопла, рассчитанного на очень низкое наружное давление.

Сопло с нулевым коэффициентом эжекции (рис.10-и) работает по иной, но похожей схеме. Струя, истекающая из внутреннего сопла, эжектирует воздух из донной полости большого сопла и прилипает к его стенкам, обеспечивая очень высокую степень расширения.

Все сопла, показанные на рис.10 — (в-и), несколько уступают классическому соплу Лаваля по удельному импульсу, но имеют неоспоримые преимущества за счет компактности, простоты запуска и надежности.

Если недостатки нельзя устранить, нужно их обратить в достоинства. Начнем с проблемы охлаждения. Одной из самых больших проблем КВРД является слишком большая площадь, которую нужно охлаждать. С другой стороны, одной из самых сложных технологий, которой обладают всего несколько стран, являются газогенераторные ТНА. Как было сказано выше, каждые 200-300 м/с удельного импульса ЖРД первой ступени СЛРН – это порядка 1 т сэкономленного топлива, поэтому необходимо использовать ЖРД замкнутого цикла с высоким давлением в камере сгорания. Применение водорода, одного из самых эффективных хладагентов, позволяет иногда отказаться от газогенератора и использовать для привода ТНА водород, испарившийся в рубашке охлаждения камеры сгорания. Именно по такой схеме построен кислородно-водородный ЖРД РД-0126 (рис.10-з) для третьих ступеней ракет-носителей. Ближайшее к водороду с точки зрения эффективности охлаждения горючее – это метан. Метан уступает водороду как хладагент примерно в 2. 5 раза.

Но у AeroSpike площадь охлаждения, как раз, больше примерно в эти же самые 2.5 раза. Недостаток обернулся преимуществом. Оценки показывают, что в случае применения метана в качестве хладагента и сопла с внешним расширением можно построить высокоэффективный КВРД с безгенераторным ТНА тягой около 3 т, который сможет применяться в связке из 4-6 ЖРД на 1-ой ступени и один на 2-ой ступени.

Перспективным направлением является термоэмиссионное охлаждение (ТэО) поверхности за счет испускания электронов (рис.12).

Рисунок 12 — Принципиальная схема термоэмиссионного охлаждения за счет испускания электронов с нагретой поверхности

ТэО – это эффект охлаждения поверхности, который сопровождает явление термоэлектронной эмиссии [7] – испускание электронов нагретым материалом. На некоторых устройствах оно достигает величины 700-900 К. Оценки тепловых потоков охлаждения при ТэО на основе классической теории [8] представлены на рис. 13. ТэО реализуется за счет создания специального покрытия или конструкционного материала с высокой эмиссией электронов при нагреве. ТэО позволяет выполнять охлаждение ультратонких элементов за счет малых размеров электронов как теплоносителей (рис.12-в) и отводить тепло не только с поверхности, но и с объема за счет кулоновского взаимодействия электронов с узлами кристаллической решетки.

Рисунок 13 – Эффективность термоэмисиионного охлаждения в зависимости от величины работы выхода электронов φ и температуры охлаждаемой поверхности T: 1 – 1 эВ, 2 – 1.2 эВ, 3 – 1.5 эВ, 4 – 2 эВ, 5 – 2.5 эВ

ТэО может осуществляться как в набегающий поток рабочего газа (рис. 12 а-в), так и во внутренние объемы изделия (рис. 12-г) с последующим преобразованием данного тепла в электрическую энергию.

Доказано, что при типичных температурах поверхности порядка 1500-2000К с 1 м² можно получить до 400 кВт электрической энергии. Для КВРД тягой 14 т и диаметром около 1.5 м (аналог СЛРН Electron) ТэО будет генерировать около 700 кВт электрической мощности, т.е. ровно столько, сколько нужно на привод насосов. Следовательно, высвобождается порядка 250 кг за счет отказа от части аккумуляторных батарей. Следует отметить, что при замене в конструкции условной СЛРН типа Electron углепластика на сплав АМГ-6 сухая масса ракеты возрастает на 290 кг, а взлетная на 2 т. Следовательно, экономия 250 кг за счет применения КВРД может компенсировать переход с углепластика на АМГ-6, который дешевле в 8 раз, а это почти $1 млн. экономии.

Еще один возможный путь демонстрирует американо-румынская компания ARCA (https://www.facebook.com/arcaspace/). Там решили – раз не получается сделать нормальную тороидальную камеру сгорания, то делаем двигатель многокамерным, но используем камеры для управления ракетой по углам вращения, рыскания и крена (рис.14-а). Раз эффективность КВРД напрямую зависит от поперечных размеров, то интегрируем сопло в конструкцию СЛРН, а внутренний объем используем для размещения горючего (рис. 14-б) и вспомогательных агрегатов. Впервые эти идеи были изложены в работах К.П. Феоктистова в 80-е годы XX века [9].

Рисунок 14 — Концепция фирмы ARCA по интеграции КВРД в систему управления ракетой (а) и её корпус (б)

Преимущества AeroSpike особенно ярко проявляются для одноступенчатого носителя (SSTO, single stage to orbit), у которого одна и та же двигательная установка должна работать с момента старта и вплоть до выведения на орбиту. Здесь AeroSpike может быть так интегрирован со специальным образом оптимизированным корпусом/баками SSTO, что не только позволит снизить донное сопротивление при запуске на орбиту, но и может сильно помочь теплозащите аппарата в атмосфере, во время его схода с орбиты.

Заключение

В предыдущих статьях мы рассказали об основных технико-экономических тенденциях в проектах сверхлегких ракет-носителей. Показали, что имеющийся в России научно-технический задел позволяет в содружестве с Роскосмосом спроектировать и изготовить современную ракету, но существенно превзойти лучшие имеющиеся на рынке образцы, например, RocketLab Electron, на традиционных технологиях невозможно.

В настоящей статье описаны проблемы, связанные с клиновоздушными двигателями и соплами внешнего расширения. Двигатели этого типа обладают существенными потенциальными преимуществами, позволяющими сэкономить до 2 т стартовой массы для типичной сверхлегкой ракеты. Однако реализовать их можно только, тесно увязав конструкцию двигателя с другими системами ракеты, а также решив проблему охлаждения. В России имеется впечатляющий научный задел, позволяющий решить эти задачи и реализовать проект ракеты с соплом AeroSpike.

В следующих статьях читайте про «ракету на батарейках» и одноступенчатые многоразовые носители.

[1] https://everydayastronaut.com/aerospikes/. Перевод: https://thealphacentauri.net/30782-o-klinivozdushnyh-dvigatelyah-aerospike/.

[2] AEROSPIKE NOZZLE DESIGN. [Электронный ресурс]. — Режим доступа: http://www.aerorocket.com/MOC/MOC.html, свободный (дата обращения 16.10.2018).

[3] Донное давление : сборник научных статей Международно- го научного подразделения Университета ИТМО « энергетических систем» / ЦТТ «КУЛОН»;
Университет ИТМО; под редакцией П.В. Булата. – Краснодар : Издательский Дом – Юг, 2016. – 196 с.

[4] Bulat P.V., Zasuhin O.N., Uskov V.N. On classification of flow regimes in a channel with sudden expansion. Thermophysics and Aeromechanics. 2012. Т. 19. № 2. С. 233-246.

[5] Лаврухин Г.Н., Попович К.Ф. Аэрогазодинамика реактивных сопел. В 3 томах. И-во: Физматлит, 2017 г..

[6] Сопловой насадок ракетного двигателя [Электронный ресурс]. — Режим доступа: http://www.findpatent.ru/patent/235/2353791.html, свободный (дата обращения 05.05.2020).

[7] Bezverkhnii N.O., Bobashev S.V., Kolychev A.V. et al. Study of the Effect of Electron Cooling: Overview of the Current State. Tech. Phys. 64, 287–292 (2019). https://doi.org/10.1134/S106378421903006X

[8] Kolychev A.V., Kernozhitskii V.A., Chernyshov M.V. Thermionic Methods of Cooling for Thermostressed Elements of Advanced Reusable Launch Vehicles. Russ. Aeronaut. 62 (4), 669–674 (2019). https://doi.org/10.3103/S1068799819040184

[9] Авторское свидетельство СССР N 1821435, кл. B 64 G 1/14 1989

#Аэроспейснет, #ракета, #космос

Ракетный двигатель на взрывной тяге – Наука – Коммерсантъ

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Говоря о космических программах, мы в первую очередь думаем о мощных ракетах, которые выводят на орбиту космические корабли. Сердце ракеты-носителя — ее двигатели, создающие реактивную тягу. Ракетный двигатель — это сложнейшее энергопреобразующее устройство, во многом напоминающее живой организм со своим характером и манерами поведения, которое создается поколениями ученых и инженеров. Поэтому изменить что-то в работающей машине практически невозможно: ракетчики говорят: «Не мешай машине работать…» Такой консерватизм, хотя он многократно оправдан практикой космических пусков, все же тормозит ракетно-космическое двигателестроение — одну из самых наукоемких областей деятельности человека. Необходимость изменений назрела уже давно: для решения целого ряда задач нужны существенно более энергоэффективные двигатели, чем те, которые эксплуатируются сегодня и которые по своему совершенству достигли предела.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

В большинстве существующих ракетных двигателей химическая энергия горючего преобразуется в тепло и механическую работу за счет медленного (дозвукового) горения — дефлаграции — при практически постоянном давлении: P=const. Однако, кроме дефлаграции, известен и другой режим горения — детонация. При детонации химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной ударной волной, бегущей с высокой сверхзвуковой скоростью. Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет ~1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в ~20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Пусть в первой трубе горючая смесь зажигается одним источником, например, автомобильной свечой, расположенной у закрытого конца. После зажигания вверх по трубе побежит медленное пламя, видимая скорость которого обычно не превышает 10 м/c, то есть много меньше скорости звука (около 340 м/с). Это означает, что давление в трубе P будет очень мало отличаться от атмосферного Pa, и показания весов практически не изменятся. Другими словами, такое (дефлаграционное) сжигание смеси фактически не приводит к появлению избыточного давления на закрытом конце трубы, и, следовательно, дополнительной силы, действующей на весы. В таких случаях говорят, что полезная работа цикла с P=Pa=const равна нулю и, следовательно, равен нулю термодинамический коэффициент полезного действия (КПД). Именно поэтому в существующих силовых установках горение организуется не при атмосферном, а при повышенном давлении P«Pa, получаемом с помощью турбонасосов. В современных ракетных двигателях среднее давление в КС достигает 200-300 атм.

Попытаемся изменить ситуацию, установив во второй трубе множество источников зажигания, которые одновременно зажигают горючую смесь по всему объему. В этом случае давление в трубе P быстро возрастет, как правило, в семь-десять раз, и показания весов изменятся: на закрытый конец трубы в течение некоторого времени — времени истечения продуктов горения в атмосферу — будет действовать достаточно большая сила, которая способна совершить большую работу. Что же изменилось? Изменилась организация процесса горения в КС: вместо горения при постоянном давлении P=const мы организовали горение при постоянном объеме V=const.

Теперь вспомним о возможности организации детонационного горения нашей смеси и в третьей трубе вместо множества распределенных слабых источников зажигания установим, как и в первой трубе, один источник зажигания у закрытого конца трубы, но не слабый, а сильный — такой, который приведет к возникновению не пламени, а детонационной волны. Возникнув, детонационная волна побежит вверх по трубе с высокой сверхзвуковой скоростью (около 2000 м/с), так что вся смесь в трубе сгорит очень быстро, и давление в среднем повысится как при постоянном объеме — в семь-десять раз. При более детальном рассмотрении оказывается, что работа, совершенная в цикле с детонационным горением, будет даже выше, чем в цикле V = const.

Таким образом, при прочих равных условиях детонационное сгорание горючей смеси в КС позволяет получить максимальную полезную работу по сравнению с дефлаграционным горением при P=const и V=const, то есть позволяет получить максимальный термодинамический КПД. Если вместо существующих ракетных двигателей с дефлаграционным горением использовать двигатели с детонационным горением, то такие двигатели могли бы дать чрезвычайно большие выгоды. Этот результат был впервые получен нашим великим соотечественником академиком Яковом Борисовичем Зельдовичем еще в 1940 году, однако до сих пор не нашел практического применения. Основная причина этому — сложность организации управляемого детонационного горения штатных ракетных топлив.

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Фото: Сергей Фролов

Импульсный и непрерывный режимы

До настоящего времени предложено множество схем организации управляемого детонационного горения, включая схемы с импульсно-детонационным и с непрерывно-детонационным рабочим процессом. Импульсно-детонационный рабочий процесс основан на циклическом заполнении КС горючей смесью с последующим зажиганием, распространением детонации и истечением продуктов в окружающее пространство (как в третьей трубе в рассмотренном выше примере). Непрерывно-детонационный рабочий процесс основан на непрерывной подаче горючей смеси в КС и ее непрерывном сгорании в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенциальном направлении поперек потока.

Концепция КС с непрерывной детонацией предложена в 1959 году академиком Богданом Вячеславовичем Войцеховским и долгое время изучалась в Институте гидродинамики СО РАН. Простейшая непрерывно-детонационная КС представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров (рис. 2). Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится проточный кольцевой реактивный двигатель. Детонационное горение в такой КС можно организовать, сжигая горючую смесь, подаваемую через смесительную головку, в детонационной волне, непрерывно циркулирующей над днищем. При этом в детонационной волне будет сгорать горючая смесь, вновь поступившая в КС за время одного оборота волны по окружности кольцевого канала. К другим достоинствам таких КС относят простоту конструкции, однократное зажигание, квазистационарное истечение продуктов детонации, высокую частоту циклов (килогерцы), малый продольный размер, низкий уровень эмиссии вредных веществ, низкий уровень шума и вибраций.

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

Демонстрационный образец

В рамках проекта Минобрнауки создан демонстрационный образец непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД) с КС диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала 5 мм, который испытан при работе на топливных парах водород—кислород, сжиженный природный газ—кислород и пропан-бутан—кислород. Огневые испытания ДРД проводились на специально разработанном испытательном стенде. Длительность каждого огневого испытания — не более 2 с. За это время с помощью специальной диагностической аппаратуры регистрировались десятки тысяч оборотов детонационных волн в кольцевом канале КС. При работе ДРД на топливной паре водород—кислород впервые в мире экспериментально доказано, что термодинамический цикл с детонационным горением (цикл Зельдовича) на 7-8% эффективнее, чем термодинамический цикл с обычным горением при прочих равных условиях.

В рамках проекта создана уникальная, не имеющая мировых аналогов вычислительная технология, предназначенная для полномасштабного моделирования рабочего процесса в ДРД. Эта технология фактически позволяет проектировать двигатели нового типа. При сравнении результатов расчетов с измерениями оказалось, что расчет точно прогнозирует количество детонационных волн, циркулирующих в тангенциальном направлении в кольцевой КС ДРД заданной конструкции (четыре, три или одну волну, рис. 3). Расчет с приемлемой точностью предсказывает и рабочую частоту процесса, то есть дает значения скорости детонации, близкие к измеренным, и тягу, фактически развиваемую ДРД. Кроме того, расчет правильно предсказывает тенденции изменения параметров рабочего процесса при повышении расхода горючей смеси в ДРД заданной конструкции — как и в эксперименте, количество детонационных волн, частота вращения детонации и тяга при этом увеличиваются.

Рис. 3. Квазистационарные расчетные поля давления (а, б) и температуры (в) в условиях трех экспериментов (слева направо). Как и в экспериментах, в расчетах получены режимы с четырьмя, тремя и одной детонационными волнами

ДРД против ЖРД

Основной показатель энергоэффективности ракетного двигателя — удельный импульс тяги, равный отношению тяги, развиваемой двигателем, к весовому секундному расходу горючей смеси. Удельный импульс измеряется в секундах (с). Зависимость удельного импульса тяги ДРД от среднего давления в КС, полученная в ходе огневых испытаний двигателя нового типа, такова, что удельный импульс увеличивается с ростом среднего давления в КС. Основной целевой показатель проекта — удельный импульс тяги 270 с в условиях на уровне моря — достигнут в огневых испытаниях при среднем давлении в КС, равном 32 атм. Измеренная тяга ДРД при этом превысила 3 кН.

При сравнении удельных характеристик ДРД с удельными характеристиками в традиционных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) оказывается, что заданный удельный импульс в ДРД достигается при значительно меньшем среднем давлении, чем в ЖРД. Так, в ДРД удельный импульс в 260 с достигается при давлении в КС всего 24 атм, тогда как удельный импульс 263,3 с в известном отечественном двигателе РД-107А достигается при давлении в КС 61,2 атм, которое в 2,5 раза выше. Отметим, что двигатель РД-107А работает на топливной паре керосин—кислород и используется в первой ступени ракеты-носителя «Союз-ФГ». Такое значительное снижение среднего давления в ДРД позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей и снизить требования к турбонасосным агрегатам.

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Фото: Сергей Фролов

В 2014-2016 годах Министерством образования и науки РФ поддержан проект «Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя». Проект предусматривает создание демонстрационного образца непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД), работающего на топливной паре «сжиженный природный газ (СПГ)—кислород». Исполнитель проекта — Центр импульсно-детонационного горения Института химической физики РАН. Индустриальный партнер проекта — Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». В заявке на проект целесообразность использования в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) непрерывно-детонационного горения объяснялась более высоким термодинамическим КПД по сравнению с традиционным циклом, использующим медленное горение, а целесообразность использования СПГ объяснялась целым рядом преимуществ по сравнению с керосином: повышенным удельным импульсом тяги, доступностью и дешевизной, существенно меньшим сажеобразованием при горении и более высокими экологическими характеристиками. Теоретически замена керосина на СПГ в традиционном ЖРД сулит повышение удельного импульса на 3-4%, а переход от традиционного ЖРД к ДРД — на 13-15%.

Какой ракетный двигатель самый лучший? / Хабр

Ракетные двигатели — одна из вершин технического прогресса. Работающие на пределе материалы, сотни атмосфер, тысячи градусов и сотни тонн тяги — это не может не восхищать. Но разных двигателей много, какие же из них самые лучшие? Чьи инженеры поднимутся на пьедестал почета? Пришло, наконец, время со всей прямотой ответить на этот вопрос.

К сожалению, по внешнему виду двигателя нельзя сказать, насколько он замечательный. Приходится закапываться в скучные цифры характеристик каждого двигателя. Но их много, какую выбрать?

Мощнее

Ну, наверное, чем мощнее двигатель, тем он лучше? Больше ракета, больше грузоподъемность, быстрее начинает двигаться освоение космоса, разве не так? Но если мы посмотрим на лидера в этой области, нас ждет некоторое разочарование. Самая большая тяга из всех двигателей, 1400 тонн, у бокового ускорителя Спейс Шаттла.

Несмотря на всю мощь, твердотопливные ускорители сложно назвать символом технического прогресса, потому что конструктивно они являются всего лишь стальным (или композитным, но это неважно) цилиндром с топливом. Во-вторых, эти ускорители вымерли вместе с шаттлами в 2011 году, что подрывает впечатление их успешности. Да, те, кто следят за новостями о новой американской сверхтяжелой ракете SLS скажут мне, что для нее разрабатываются новые твердотопливные ускорители, тяга которых составит уже 1600 тонн, но, во-первых, полетит эта ракета еще не скоро, не раньше конца 2018 года. А во-вторых, концепция «возьмем больше сегментов с топливом, чтобы тяга была еще больше» является экстенсивным путем развития, при желании, можно поставить еще больше сегментов и получить еще большую тягу, предел тут пока не достигнут, и незаметно, чтобы этот путь вел к техническому совершенству.

Второе место по тяге держит отечественный жидкостной двигатель РД-171М — 793 тонны.

Четыре камеры сгорания — это один двигатель. И человек для масштаба

Казалось бы — вот он, наш герой. Но, если это лучший двигатель, где его успех? Ладно, ракета «Энергия» погибла под обломками развалившегося Советского Союза, а «Зенит» прикончила политика отношений России и Украины. Но почему США покупают у нас не этот замечательный двигатель, а вдвое меньший РД-180? Почему РД-180, начинавшийся как «половинка» РД-170, сейчас выдает больше, чем половину тяги РД-170 — целых 416 тонн? Странно. Непонятно.

Третье и четвертое места по тяге занимают двигатели с ракет, которые больше не летают. Твердотопливному UA1207 (714 тонн), стоявшему на Титане IV, и звезде лунной программы двигателю F-1 (679 тонн) почему-то не помогли дожить до сегодняшнего дня выдающиеся показатели по мощности. Может быть, какой-нибудь другой параметр важнее?

Эффективнее

Какой показатель определяет эффективность двигателя? Если ракетный двигатель сжигает топливо, чтобы разгонять ракету, то, чем эффективнее он это делает, тем меньше топлива нам нужно потратить для того, чтобы долететь до орбиты/Луны/Марса/Альфы Центавра. В баллистике для оценки такой эффективности есть специальный параметр — удельный импульс.

Удельный импульс показывает, сколько секунд двигатель может развивать тягу в 1 Ньютон на одном килограмме топлива

Рекордсмены по тяге оказываются, в лучшем случае, в середине списка, если отсортировать его по удельному импульсу, а F-1 с твердотопливными ускорителями оказываются глубоко в хвосте. Казалось бы, вот она, важнейшая характеристика. Но посмотрим на лидеров списка. С показателем 9620 секунд на первом месте располагается малоизвестный электрореактивный двигатель HiPEP

Это не пожар в микроволновке, а настоящий ракетный двигатель. Правда, микроволновка ему все-таки приходится очень отдаленным родственником…

Двигатель HiPEP разрабатывался для закрытого проекта зонда для исследования лун Юпитера, и работы по нему были остановлены в 2005 году. На испытаниях прототип двигателя, как говорит официальный отчет NASA, развил удельный импульс 9620 секунд, потребляя 40 кВт энергии.

Второе и третье места занимают еще не летавшие электрореактивные двигатели VASIMR (5000 секунд) и NEXT (4100 секунд), показавшие свои характеристики на испытательных стендах. А летавшие в космос двигатели (например, серия отечественных двигателей СПД от ОКБ «Факел») имеют показатели до 3000 секунд.

Двигатели серии СПД. Кто сказал «классные колонки с подсветкой»?

Почему же эти двигатели еще не вытеснили все остальные? Ответ прост, если мы посмотрим на другие их параметры. Тяга электрореактивных двигателей измеряется, увы, в граммах, а в атмосфере они вообще не могут работать. Поэтому собрать на таких двигателях сверхэффективную ракету-носитель не получится. А в космосе они требуют киловатты энергии, что не всякие спутники могут себе позволить. Поэтому электрореактивные двигатели используются, в основном, только на межпланетных станциях и геостационарных коммуникационных спутниках.

Ну, хорошо, скажет читатель, отбросим электрореактивные двигатели. Кто будет рекордсменом по удельному импульсу среди химических двигателей?

С показателем 462 секунды в лидерах среди химических двигателей окажутся отечественный КВД1 и американский RL-10. И если КВД1 летал всего шесть раз в составе индийской ракеты GSLV, то RL-10 — успешный и уважаемый двигатель для верхних ступеней и разгонных блоков, прекрасно работающий уже много лет. В теории, можно собрать ракету-носитель целиком из таких двигателей, но тяга одного двигателя в 11 тонн означает, что на первую и вторую ступень их придется ставить десятками, и желающих так делать нет.

Можно ли совместить большую тягу и высокий удельный импульс? Химические двигатели уперлись в законы нашего мира (ну не горит водород с кислородом с удельным импульсом больше ~460, физика запрещает). Были проекты атомных двигателей (раз, два), но дальше проектов это пока не ушло. Но, в целом, если человечество сможет скрестить высокую тягу с высоким удельным импульсом, это сделает космос доступней. Есть ли еще показатели, по которым можно оценить двигатель?

Напряженней

Ракетный двигатель выбрасывает массу (продукты сгорания или рабочее тело), создавая тягу. Чем больше давление давление в камере сгорания, тем больше тяга и, главным образом в атмосфере, удельный импульс. Двигатель с более высоким давлением в камере сгорания будет эффективнее двигателя с низким давлением на том же топливе. И если мы отсортируем список двигателей по давлению в камере сгорания, то пьедестал будет оккупирован Россией/СССР — в нашей конструкторской школе всячески старались делать эффективные двигатели с высокими параметрами. Первые три места занимает семейство кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм).

Камера сгорания РД-180 в музее. Обратите внимание на количество шпилек, удерживающих крышку камеры сгорания, и расстояние между ними. Хорошо видно, как тяжело удержать стремящиеся сорвать крышку 258 атмосфер давления

Четвертое место у советского РД-0120 (216 атм), который держит первенство среди водородно-кислородных двигателей и летал два раза на РН «Энергия». Пятое место тоже у нашего двигателя — РД-264 на топливной паре несимметричный диметилгидразин/азотный тетраоксид на РН «Днепр» работает с давлением в 207 атм. И только на шестом месте будет американский двигатель Спейс Шаттла RS-25 с двумястами тремя атмосферами.

Надежней

Каким бы ни был многообещающим по характеристикам двигатель, если он взрывается через раз, пользы от него немного. Сравнительно недавно, например, компания Orbital была вынуждена отказаться от использования хранившихся десятилетиями двигателей НК-33 с очень высокими характеристиками, потому что авария на испытательном стенде и феерический по красоте ночной взрыв двигателя на РН Antares поставили под сомнение целесообразность использования этих двигателей дальше. Теперь Antares будут пересаживать на российский же РД-181.

Большая фотография по ссылке

Верно и обратное — двигатель, который не отличается выдающимися значениями тяги или удельного импульса, но надежен, будет популярен. Чем длиннее история использования двигателя, тем больше статистика, и тем больше багов в нем успели отловить на уже случившихся авариях. Двигатели РД-107/108, стоящие на «Союзе», ведут свою родословную от тех самых двигателей, которые запускали первый спутник и Гагарина, и, несмотря на модернизации, имеют достаточно невысокие на сегодняшний день параметры. Но высочайшая надежность во многом окупает это.

Доступней

Двигатель, который ты не можешь построить или купить, не имеет для тебя никакой ценности. Этот параметр не выразить в числах, но он не становится от этого менее важным. Частные компании часто не могут купить готовые двигатели задорого, и вынуждены делать свои, пусть и попроще. Несмотря на то, что те не блещут характеристиками, это лучшие двигатели для их разработчиков. Например, давление в камере сгорания двигателя Merlin-1D компании SpaceX составляет всего 95 атмосфер, рубеж, который инженеры СССР перешли в 1960-х, а США — в 1980-х. Но Маск может делать эти двигатели на своих производственных мощностях и получать по себестоимости в нужных количествах, десятками в год, и это круто.

Двигатель Merlin-1D. Выхлоп из газогенератора как на «Атласах» шестьдесят лет назад, зато доступно

TWR

Раз уж зашла речь о спейсэксовских «Мерлинах», нельзя не упомянуть характеристику, которую всячески форсили пиарщики и фанаты SpaceX — тяговооруженность. Тяговооруженность (она же удельная тяга или TWR) — это отношение тяги двигателя к его весу. По этому параметру двигатели Merlin с большим отрывом впереди, у них он выше 150. На сайте SpaceX пишут, что это делает двигатель «самым эффективным из всех когда-либо построенных», и эта информация разносится пиарщиками и фанатами по другим ресурсам. В английской Википедии даже шла тихая война, когда этот параметр запихивался, куда только можно, что привело к тому, что в

таблице

сравнения двигателей этот столбец вообще убрали. Увы, в таком заявлении гораздо больше пиара, нежели правды. В чистом виде тяговооруженность двигателя можно получить только на стенде, а при старте настоящей ракеты двигатели будут составлять меньше процента от ее массы, и разница в массе двигателей ни на что не повлияет. Несмотря на то, что двигатель с высоким TWR будет более технологичным, чем с низким, это скорее мера технической простоты и ненапряженности двигателя. Например, по параметру тяговооруженности двигатель F-1 (94) превосходит РД-180 (78), но по удельному импульсу и давлению в камере сгорания F-1 будет заметно уступать. И возносить тяговооруженность на пьедестал как самую важную для ракетного двигателя характеристику, по меньшей мере наивно.

Цена

Этот параметр во многом связан с доступностью. Если вы делаете двигатель сами, то себестоимость вполне можно подсчитать. Если же покупаете, то этот параметр будет указан явно. К сожалению, по этому параметру не построить красивую таблицу, потому что себестоимость известна только производителям, а стоимость продажи двигателя тоже публикуется далеко не всегда. Также на цену влияет время, если в 2009 году РД-180 оценивался в $9 млн, то сейчас его оценивают в $11-15 млн.

Вывод

Как вы уже, наверное, догадались, введение было написано несколько провокационно (простите). На самом деле, у ракетных двигателей нет одного параметра, по которому их можно выстроить и четко сказать, какой самый лучший. Если же пытаться вывести формулу лучшего двигателя, то получится примерно следующее:

Самый лучший ракетный двигатель — это такой двигатель, который вы можете произвести/купить, при этом он будет обладать тягой в требуемом вам диапазоне (не слишком большой или маленькой) и будет эффективным настолько(удельный импульс, давление в камере сгорания), что его цена не станет неподъемной для вас.

Скучно? Зато ближе всего к истине.

И, в заключение, небольшой хит-парад двигателей, которые лично я считаю лучшими:

Семейство РД-170/180/190. Если вы из России или можете купить российские двигатели и вам нужны мощные двигатели на первую ступень, то отличным вариантом будет семейство РД-170/180/190. Эффективные, с высокими характеристиками и отличной статистикой надежности, эти двигатели находятся на острие технологического прогресса.

Be-3 и RocketMotorTwo. Двигатели частных компаний, занимающихся суборбитальным туризмом, будут в космосе всего несколько минут, но это не мешает восхищаться красотой использованных технических решений. Водородный двигатель BE-3, перезапускаемый и дросселируемый в широком диапазоне, с тягой до 50 тонн и оригинальной схемой с открытым фазовым переходом, разработанный сравнительно небольшой командой — это круто. Что же касается RocketMotorTwo, то при всем скептицизме по отношению к Брэнсону и SpaceShipTwo, я не могу не восхищаться красотой и простотой схемы гибридного двигателя с твердым топливом и газообразным окислителем.

F-1 и J-2 В 1960-х это были самые мощные двигатели в своих классах. Да и нельзя не любить двигатели, подарившие нам такую красоту:

РД-107/108. Парадоксально? Невысокие параметры? Всего 90 тонн тяги? 60 атмосфер в камере? Привод турбонасоса от перекиси водорода, что устарело лет на 70? Это все неважно, если двигатель имеет высочайшую надежность, а по стоимости приближается к «большому глупому носителю». Да, конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но эти двигатели будут жить еще лет десять минимум, и, похоже, поставят рекорд по долголетию. Не получится найти более успешный двигатель с более славной историей.

Использованные источники

Материал во многом базируется на вот этой сводной таблице из английской вики, там стараются на каждую цифру дать ссылку и держать материал актуальным.
Полная картинка КДПВ с копирайтами, которые пришлось отрезать при кадрировании — тут.

Похожие материалы по тегу «незаметные сложности».

Как это работает. Ракетный двигатель

Фото: Объединенная двигателестроительная корпорация

Полеты в космос, одно из самых вдохновляющих достижений человечества, невозможны без ракетного двигателя. С одной стороны, принцип его работы максимально прост, а с другой – всего несколько стран могут похвастаться ракетными двигателями собственного производства.

С момента старта Гагарина и по сей день все российские космонавты поднимаются с поверхности Земли двигателями РД-107/108. Серийное производство этих исключительно надежных двигателей продолжается на самарском предприятии Ростеха «ОДК-Кузнецов». Рассказываем о том, как устроен и работает космический двигатель-долгожитель РД-107/108.

Космически просто

И правда, объяснить принцип действия реактивных двигателей, к которым относятся и ракетные двигатели, можно даже ребенку. Для этого достаточно отпустить надутый воздушный шарик, который под влиянием выталкиваемого воздуха полетит в противоположном направлении. Движение и шарика, и ракеты происходит согласно третьему закону Ньютона: действию всегда есть равное и противоположное противодействие. Действие из ничего не возникает. Чтобы обеспечить действие, требуется энергия. В шарике это потенциальная энергия сжатого, в меру возможностей ваших легких, воздуха. Отличие ракеты заключается в том, что для выхода за пределы атмосферы требуется выбрасывать большие массы вещества с очень большой скоростью, что требует подвода огромного количества энергии. Это и делает ракетный двигатель.

Фото: Космический центр «Восточный» / Роскосмос

Самым распространенным типом двигателей для космических программ сегодня являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), в которых в качестве топлива используются жидкие горючее и окислитель. К этому типу относится и российский РД-107/108.

Жидкостные двигатели – на сегодняшний момент самые мощные и универсальные ракетные двигатели, с помощью которых совершается большинство полетов в космос. Они отличаются высоким удельным импульсом, то есть при меньшей массе израсходованного топлива создают большую тягу. Кроме того, ЖРД позволяют активно управлять уровнем тяги и могут использоваться много раз. При этом по сравнению с другими видами ракетных двигателей, например твердотопливными, они значительно сложнее и дороже, поэтому основная их сфера применения – космонавтика и обеспечение выведения орбитальных и межпланетных аппаратов.

Как работает жидкостный ракетный двигатель

Чтобы получить полезное действие, достаточное для прорыва в космос, нужно получить большое количество энергии − эффективно сжечь большое количество топлива. Как известно, любой процесс горения представляет собой химическую реакцию окисления. И если на Земле для других видов тепловых двигателей в качестве окислителя можно использовать атмосферный кислород, то для ракетного двигателя, и тем более в космосе, окислитель и горючее надо иметь непосредственно на ракете, и лучше всего в максимально плотном и удобном для подачи жидком виде. В РД-107/108 в качестве окислителя используется жидкий кислород, а в качестве горючего – керосин.

Фото: Объединенная двигателестроительная корпорация

В камере сгорания подаваемые специальными насосами в нужном количестве и с необходимым давлением окислитель и горючее смешиваются и сгорают. Горячие (с температурой в несколько тысяч градусов) продукты сгорания в конструкции особого профиля – сверхзвуковом сопле Лаваля – разгоняются до многократно сверхзвуковых скоростей и уходят в пространство. Если умножить сумму секундных расходов масс горючего и окислителя на скорость выхода продуктов сгорания из сопла, можно в первом приближении получить силу тяги двигателя. Так, в общих чертах, можно описать схему работы жидкостного ракетного двигателя.

Устройство РД-107/108

Двигатель РД-107/108 состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата, газогенератора, испарителя азота для наддува баков ракеты и комплекта агрегатов автоматики. Для управления полетом ракеты на двигателях имеются рулевые камеры: два на РД-107 и четыре на РД-108.

Несоизмеримые с возможностями существующих металлов температуры горения и продуктов сгорания, большое количество выделяемого тепла требуют охлаждения стенок камеры сгорания и сопла. В РД-107/108 эта инженерная задача решается двухстеночной конструкцией камеры сгорания и сопла и организацией охлаждения стенки со стороны горячего тракта подачей горючего (керосина) в камеру сгорания через межстеночные пространства.

Вторая особенность РД-107/108 − открытая схема сброса генераторного газа. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках и подаются в систему с помощью турбонасосного агрегата (ТНА). Для привода насосов горючего и окислителя используется турбина, в качестве рабочего тела для которой используется парогаз – продукт каталитического разложения пероксида водорода. Выхлопы турбины выбрасываются за срез сопла.

Рекордсмен космоса

Разработка двигателей РД-107 и РД-108 проходила в 1954–1957 годах под руководством выдающегося конструктора Валентина Глушко. Двигатели предназначались для первой в мире межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, модификация которой в 1957 году доставила в космос первый искусственный спутник Земли. В 1961 году двигатели обеспечили первый полет человека в космос. На протяжении более 60 лет российские ракеты «Союз» поднимаются в небо с помощью двигателей РД-107/108 и их модификаций. Серийное производство двигателей налажено на самарском заводе «ОДК-Кузнецов», входящем в Объединенную двигателестроительную корпорацию Ростеха.

Программа РД-107/108 продолжает развиваться, создаются новые модификации – всего разработано 18 вариантов для различных программ. Сегодня модификациями двигательных установок РД-107А/РД-108А оснащаются I и II ступени всех ракет-носителей среднего класса типа «Союз». Все пилотируемые и до 80% грузовых космических кораблей в России взлетают благодаря этим двигателям.

РД-107/108 уже поставил свой космический рекорд по долголетию. Конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но сегодня запас для совершенствования двигателя еще не исчерпан.

ДП «Конструкторське бюро «Південне» ім. М.К. Янгеля»»

Жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) входят в состав жидкостных реактивных двигательных установок и предназначены для создания тяговых усилий при истечении продуктов сгорания компонентов топлива через сверхзвуковое сопло.

ЖРД МТ РН «Циклон-3» тягой 100 Н ЖРД МТ РН «ЦИКЛОН-3» ТЯГОЙ 30 Н

ЖРД МТ КА «ОКЕАН-О» ТЯГОЙ 30 Н ЖРД МТ РН «ЦИКЛОН-4» ТЯГОЙ 30 Н

Основные технические характеристики

Наименование параметров	ЖРД РН «Циклон-3»	ЖРД РН «Циклон-3»	ЖРД КА «Океан-О»	ЖРД РН «Циклон-4»
Компоненты топлива: окислитель «О» горючее «Г»	азотный тетраксид несимметричный диметилгидразин
Номинальная тяга, Н	100	30	30	30
Удельный импульс тяги двигателя в непрерывном режиме работы при номинальном давлении компонентов топлива на входе, м/с	2600			2000
Давление в камере, МПа	0,7			0,1
Номинальное давление компонентов топлива на входе, МПа	1,35			«О» — 0,53
Номинальное давление компонентов топлива на входе, МПа	1,35			«Г» — 0,25
Номинальное значение соотношения компонентов топлива	1,6	1,3	1,6	1,85
Гарантированное количество включений	1300		50000	30000
Суммарная продолжительность работы, с	200		3600	5600
Продолжительность одного включения, с	0,21 / 165		0,21 / 600	0,21 / 2000
Напряжение питания, В	28
Масса, кг	1,45	1,3		1,16

назад в каталог

Жидкостные ракетные двигатели

Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса . Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

Название	Тяга в пустоте, кгс	Компоненты топлива	Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг	Масса, кг	Ракета
РД853	47680	Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – несимметричный диметилгидразин	300,7	485	Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7).
РД854	7700	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	312,2	100	Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69) (SS-9-2).
РД857	14000	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	329,5	190	Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15).
РД861	8026	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	317	123	Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации.
РД862	14544	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	331	192	Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).
РД864	2060	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	309	199	Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2).
РД866	513,5	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	323,1	125,4	Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2).
РД868	2371	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	325	125	Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4».
РД869	2087	Окислитель – азотная кислота + Горючее – несимметричный диметилгидразин	313	196	Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации.

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

Рулевые двигатели

Название	Тяга у Земли, кгс	Компоненты топлива	Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг	Масса, кг	Ракета
РД851	28850	Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – несимметричный диметилгидразин	279	403	Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации.
РД852	4920 (в пустоте)	Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – несимметричный диметилгидразин	255	133	Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации.
РД855	29100	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	292	320	Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации.
РД856	5530 (в пустоте)	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	280,5	112,5	Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации.
РД863	28230	Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин	301	310	Предназначен для управления полетом первой ступени ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).
РД-8	8000 (в пустоте)	Окислитель – жидкий кислород Горючее – керосин	342	380	Предназначен для управления полетом второй ступени ракет-носителей «Зенит» по всем каналам стабилизации.

Уравнение тяги ракеты

На этом слайде мы показываем схему ракетного двигателя. В ракетный двигатель, хранимое топливо и хранимый окислитель воспламеняются в камере сгорания. При сгорании образуется большое количество выхлопных газов при высокой температура а также давление. Горячий выхлоп проходит через сопло который ускоряет поток. Толкать производится по Ньютону третий закон движения.

Величина тяги, создаваемой ракетой, зависит от от массового расхода через двигатель, выход скорость выхлопа и давление на сопле выход.Все эти переменные зависят по конструкции насадки. Наименьшая площадь поперечного сечения сопла называется горловина сопла. Поток горячего выхлопа сыр в горле, что означает, что число Маха равен 1,0 в горле и массовый расход м точка определяется площадью горла. Соотношение площадей от горла к выходу Ae устанавливает скорость на выходе Ve и давление на выходе пэ .Вы можете изучить конструкцию и работу ракетного сопла с нашими интерактивный симулятор тяги программа, которая запускается в вашем браузере.

Давление на выходе составляет равняется только давлению набегающего потока при некоторых расчетных условиях. Следовательно, мы должны использовать более длинную версию обобщенного уравнение тяги для описания тяги системы. Если давление набегающего потока определяется как p0 , уравнение тяги F принимает следующий вид:

F = m точка * Ve + (pe — p0) * Ae

Обратите внимание, что нет бесплатного член, умноженный на массу потока, скорость свободного потока в уравнении тяги потому что на борт не поступает внешний воздух.Поскольку окислитель на борту ракеты, ракеты могут создавать тягу в вакууме где нет другого источника кислорода. Вот почему ракета будет работать в космосе, где нет окружающего воздуха, и газовая турбина или пропеллер не будет работать. Турбинные двигатели и пропеллеры полагаются на атмосферу, чтобы обеспечить воздух в качестве рабочего тела для движения и кислорода в воздухе как окислитель для горения.

Уравнение тяги, показанное выше, работает как для жидкостная ракета а также твердотопливная ракета.двигатели. Также существует параметр эффективности, называемый удельный импульс который работает для обоих типов ракет и значительно упрощает анализ характеристик ракет.

Действия:

Экскурсии

Навигация ..

Руководство для начинающих Домашняя страница

Ракетная тяга

Усилие — сила, которая перемещает ракета в воздухе и в космосе.Тяга создается двигательная установка ракеты через применение третьего закона движения Ньютона; На каждое действие есть равная и противоположная реакция. В двигательной установке двигатель Работа на газ или жидкость, называется рабочее тело , и разгоняется рабочая жидкость через двигательную установку. Реакция на ускорение рабочего тела дает сила тяги на двигателе.Рабочая жидкость выбрасывается из двигателя в одном направлении. и сила тяги прилагается к двигателю в противоположном направлении.

Силы векторные величины имеющий как величину, так и направление. При описании действие сил, необходимо учитывать как по величине, так и по направлению. Направление тяги обычно идет вдоль продольной оси ракеты. через ракету центр гравитации.Но на некоторых ракетах выхлопное сопло и направление тяги можно повернуть, или на карданном подвесе. После этого ракету можно будет маневрировать, используя крутящий момент о центре тяжести. величина тяги может быть определена общим уравнение тяги. Величина тяги зависит от массового расхода. рабочей жидкости через двигатель а также скорость и давление на выходе рабочего тела. Эффективность силовой установки характеризуется удельный импульс; отношение количества создаваемой тяги к весовой расход порохов.

Все ракетные двигатели создают тягу за счет ускорения рабочего жидкость. Но есть много разных способов вызвать ускорение, и множество различных доступных рабочих жидкостей. Давайте посмотрим на некоторые из различные типы ракетных двигателей и то, как они создают тягу.

В простейшем ракетном двигателе в качестве рабочего тела используется воздух, а давление, создаваемое насосом для ускорения воздуха. Это тип «двигателя», который используется в игрушечном воздушном шаре или топать ракетой.Поскольку весовой поток воздуха настолько мал, этот тип ракетного двигателя не производит большой тяги. А баллонная ракета использует воду в качестве рабочей жидкости и сжатый воздух для ускорения рабочего тела. Потому что вода намного тяжелее воздуха, баллонные ракеты создают большую тягу, чем топорные ракеты.

Модельные ракеты, и большинство полномасштабные ракеты использовать химические ракетные двигатели . Химические ракетные двигатели используют горение топлива для производства выхлопных газов в качестве рабочего жидкость.Высокое давление и температура сгорания. используются для ускорения выхлопных газов через сопло ракеты производить тягу. Есть две важные части химического ракетного двигателя; сопло и топливо. Конструкция сопла определяет массовый расход, скорость выхлопа и выходное давление для данного начального давления и температуры. Начальное давление и температура определяются по формуле химические свойства ракетного топлива.Топливо состоит из топлива , подлежащего сжиганию и окислитель или источник кислорода для сжигания. В нормальных температурных условиях пропелленты не горят, но требуют некоторого источника тепла, или воспламенитель , инициирующий горение. Химические ракетные двигатели обычно не зависят от окружающих атмосфера как источник кислорода. Следовательно, химические ракетные двигатели могут использоваться в космосе, где нет атмосферы.

Есть два основных типа химических ракетных двигателей; жидкие ракеты и твердотопливные ракеты. В жидкая ракета, топливо и окислитель хранятся отдельно и перекачиваются в камеру сгорания форсунки где происходит горение. В твердотопливная ракета топливо и окислитель смешиваются в твердое топливо который упакован в баллон. Горючее горит только на поверхности.Так, при сгорании пороха «фронт пламени» вырабатывается, который перемещается в порох. Как только начнется горение, он будет продолжаться до тех пор, пока не будет израсходовано все топливо. С жидкостной ракетой вы можете остановить тягу, отключив поток топливо или окислитель; но твердотопливной ракетой необходимо разрушить корпус, чтобы остановить двигатель. Жидкие ракеты, как правило, тяжелее и больше сложный из-за насосов, используемых для подачи топлива и окислителя, и вы обычно загружаете топливо и окислитель в ракету просто перед запуском.Твердотопливная ракета намного проще в обращении и может простоять годами перед стрельбой.

Новым типом ракетного двигателя является электрический двигатель , также называемый ионный двигатель . Рабочая жидкость для электродвигателя состоит из очень многих, но очень маленьких заряженных частиц, называемых ионами. Ускорение рабочего тела вызывается электростатическими силами, не сжиганием. Ионные двигатели создают очень небольшую тягу, но могут создают тягу в течение длительных периодов времени, потому что массовый расход очень маленький.Ионные двигатели имеют очень высокий удельный импульс по сравнению с химическими. ракеты.

Еще один новый тип ракетных двигателей — это ядерный тепловой двигатель . В ядерном тепловом двигателе ядерный реактор обеспечивает непрерывный источник тепла, который используется для ускорения рабочего тела. Рабочим телом может быть любой газ, который нагревается до он проходит над реактором или через него и выходил через сопло. Температура выхлоп и результирующая выходная скорость могут быть намного выше, чем для типичной химической ракеты.Единственное топливо — это одно рабочее тело, поэтому ядерные ракеты, по прогнозам, будут иметь очень высокую удельный импульс. Ядерные тепловые двигатели разрабатываются в рамках Проект Прометей.

Экскурсии

Сил на ракете:
Ракетная тяга:

Деятельность:
Ракетная силовая установка Активность: 9–10 классы
Фундаментальная терминология: 10–12 классы

Сайты по теме:
Rocket Index
Rocket Home
Руководство для начинающих

Введение в ракетные двигатели | Физика

Цели обучения

К концу этого раздела вы сможете:

Третий закон движения Ньютона.
Объясните принцип приведения в движение ракет и реактивных двигателей.
Выведите выражение для ускорения ракеты.
Обсудите факторы, влияющие на ускорение ракеты.
Опишите функцию космического челнока.

Ракеты

различаются по размеру от фейерверков, настолько маленьких, что обычные люди используют их до огромных ракет «Сатурн V», которые когда-то отправляли огромные полезные грузы к Луне. Движение всех ракет, реактивных двигателей, спускаемых воздушных шаров и даже кальмаров и осьминогов объясняется одним и тем же физическим принципом — третьим законом движения Ньютона.Материя принудительно выбрасывается из системы, вызывая равную и противоположную реакцию на то, что остается. Другой распространенный пример — отдача ружья. Пистолет оказывает на пулю силу, ускоряющую ее, и, следовательно, испытывает равную и противоположную силу, вызывая отдачу или толчок пистолета.

Установление соединений: домашний эксперимент — движение воздушного шара

Возьмите воздушный шар и наполните его воздухом. Затем отпустите воздушный шар. В каком направлении выходит воздух из воздушного шара и в каком направлении он движется? Если вы наполните воздушный шар водой, а затем отпустите его, изменится ли направление воздушного шара? Поясните свой ответ.

На рис. 1 показана ракета, ускоряющаяся вертикально вверх. На рис. 1a ракета имеет массу м и скорость v относительно Земли и, следовательно, импульс мв . На рисунке 1b истекло время Δ t , за которое ракета выбросила горячий газ массой Δ m со скоростью v _e относительно ракеты. Остальная часть массы ( м — Δ м ) теперь имеет большую скорость ( v + Δ v ).Импульс всей системы (ракета плюс выбрасываемый газ) фактически уменьшился, потому что сила тяжести действовала в течение времени Δ t , создавая отрицательный импульс Δ p = — мг Δ t . (Помните, что импульс — это чистая внешняя сила, действующая на систему, умноженная на время ее действия, и она равна изменению количества движения системы.) Итак, центр масс системы находится в свободном падении, но из-за быстро вытесняемой массы , часть системы может ускоряться вверх.Это широко распространенное заблуждение, что выхлоп ракеты толкает землю. Если рассматривать тягу; то есть сила, действующая на ракету со стороны выхлопных газов, тогда тяга ракеты в космическом пространстве больше, чем в атмосфере или на стартовой площадке. На самом деле газы легче удалить в вакуум.

Рис. 1. (a) Эта ракета имеет массу m и скорость восходящего потока v . Чистая внешняя сила, действующая на систему, составляет — мг , если пренебречь сопротивлением воздуха.(b) Спустя время Δt система состоит из двух основных частей: выбрасываемого газа и остальной части ракеты. Сила реакции на ракету — это то, что преодолевает силу тяжести и ускоряет ее вверх.

Рассчитав изменение количества движения для всей системы за Δ t и приравняв это изменение к импульсу, можно показать, что следующее выражение является хорошим приближением для ускорения ракеты.

[латекс] \ displaystyle {a} = \ frac {v _ {\ text {e}}} {m} \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} — g \\ [/ latex]

«Ракета» — это часть системы, остающаяся после выброса газа, а g — ускорение свободного падения.

Разгон ракеты

Ускорение ракеты

[латекс] \ displaystyle {a} = \ frac {v _ {\ text {e}}} {m} \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} — g \\ [/ latex]

, где a — ускорение ракеты, v _e — космическая скорость, m — масса ракеты, Δ m — масса выброшенного газа, Δ t — время выброса газа.

Ускорение ракеты зависит от трех основных факторов, согласующихся с уравнением ускорения ракеты.Во-первых, чем больше скорость истечения газов относительно ракеты, v _e, тем больше ускорение. Практический предел для v _e составляет около 2,5 × 10 ³ м / с для обычных (неядерных) двигательных установок на горячем газе. Второй фактор — это скорость выброса массы из ракеты. Это коэффициент [латекс] \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} \\ [/ latex] в уравнении. Величина [латекс] \ left (\ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} \ right) v _ {\ text {e}} \\ [/ latex] в единицах ньютонов называется « толкать.«Чем быстрее ракета сжигает топливо, тем больше у нее тяга и больше ускорение. Третий фактор — масса м ракеты. Чем меньше масса (при прочих равных), тем больше ускорение. Масса ракеты м резко уменьшается во время полета, потому что большая часть ракеты изначально является топливом, поэтому ускорение непрерывно увеличивается, достигая максимума непосредственно перед тем, как топливо будет исчерпано.

Факторы, влияющие на ускорение ракеты

Чем больше скорость истечения v _e газов относительно ракеты, тем больше ускорение.
Чем быстрее ракета сжигает топливо, тем больше ее ускорение.
Чем меньше масса ракеты (при прочих равных), тем больше ускорение.

Пример 1. Расчет ускорения: начальное ускорение при запуске Луны

Масса Сатурна V на старте составляла 2,80 × 10 ⁶ кг, скорость сгорания топлива составляла 1,40 × 10 ⁴ кг / с, а скорость истечения составляла 2,40 × 10 ³ м / с. Рассчитайте его начальное ускорение.2 \ end {array} \\ [/ latex]

Обсуждение

Это значение довольно мало даже для начального ускорения. Ускорение неуклонно увеличивается по мере того, как ракета сжигает топливо, потому что m уменьшается, а v _e и [latex] \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} \\ [/ latex] остаются постоянный. Зная это ускорение и массу ракеты, можно показать, что тяга двигателей составляла 3,36 × 10 ⁷ Н.

Чтобы достичь высоких скоростей, необходимых для перемещения по континентам, выхода на орбиту или полного выхода из гравитации Земли, масса ракеты, за исключением топлива, должна быть как можно меньше.Можно показать, что в отсутствие сопротивления воздуха и без учета силы тяжести конечная скорость одноступенчатой ракеты, первоначально находящейся в состоянии покоя, равна [латекс] v = v _ {\ text {e}} \ ln \ frac {m_0} { m_ \ text {r}} \\ [/ latex], где [latex] \ ln \ frac {m_0} {m_ \ text {r}} \\ [/ latex] — натуральный логарифм отношения начальной массы ракеты ( м ₀) до того, что осталось ( м _r) после того, как все топливо будет израсходовано. (Обратите внимание, что v на самом деле является изменением скорости, поэтому уравнение можно использовать для любого участка полета.{4.48} = 88 \\ [/ латекс]

Таким образом, масса ракеты

[латекс] \ displaystyle {m} _ {\ text {r}} = \ frac {m_0} {88} \\ [/ latex]

Рис. 2. Космический шаттл имел несколько частей многоразового использования. Твердотопливные ускорители с обеих сторон восстанавливались и заправлялись топливом после каждого полета, а весь орбитальный аппарат возвращался на Землю для использования в последующих полетах. Израсходовался большой бак жидкого топлива. Космический шаттл представлял собой сложную совокупность технологий, в которых использовалось как твердое, так и жидкое топливо, а также новаторская керамическая плитка в качестве теплозащитных экранов при входе в атмосферу.В результате он позволял запускать несколько раз вместо одноразовых ракет. (кредит: НАСА)

Этот результат означает, что при сгорании топлива остается только 1/88 массы, а 87/88 начальной массы составляло топливо. В процентах 98,9% ракеты составляет топливо, а полезная нагрузка, двигатели, топливные баки и другие компоненты составляют лишь 1,10%. С учетом сопротивления воздуха и силы тяжести масса м _r оставшаяся может быть только около м ₀/180.Трудно построить ракету, в которой топливо имеет массу в 180 раз больше, чем все остальное. Решение — многоступенчатые ракеты. Каждая ступень должна достичь только части конечной скорости и выбрасывается после сжигания топлива. В результате каждая последующая ступень может иметь двигатели меньшего размера и большую полезную нагрузку относительно топлива. После выхода из атмосферы соотношение полезной нагрузки и топлива также становится более благоприятным.

Космический шаттл был попыткой создания экономичного транспортного средства с некоторыми частями многоразового использования, такими как твердотопливные ускорители и сам корабль.(См. Рис. 2). Потребность в управлении шаттлом, однако, сделала его запуск спутников не менее дорогостоящим, чем беспилотные ракеты одноразового использования. В идеале шаттл должен был использоваться только тогда, когда для успеха миссии требовалась человеческая деятельность, например, ремонт космического телескопа Хаббл. Ракеты со спутниками можно запускать и с самолетов. Использование самолетов имеет двойное преимущество: начальная скорость значительно выше нуля, и ракета может избежать большей части сопротивления атмосферы.

Исследования PhET: Лунный посадочный модуль

Сможете ли вы избежать поля валунов и безопасно приземлиться непосредственно перед тем, как у вас закончится топливо, как это сделал Нил Армстронг в 1969 году? Наша версия этой классической видеоигры точно имитирует реальное движение лунного посадочного модуля с правильной массой, тягой, уровнем расхода топлива и лунной гравитацией. Настоящий лунный аппарат очень сложно контролировать.

Щелкните, чтобы запустить моделирование.

Сводка раздела

Третий закон движения Ньютона гласит, что на каждое действие есть равное и противоположное противодействие.
Ускорение ракеты равно [latex] \ displaystyle {a} = \ frac {v _ {\ text {e}}} {m} \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} — g \\ [/латекс].
Ускорение ракеты зависит от трех основных факторов. Они есть
- Чем больше скорость выхлопа газов, тем больше ускорение.
- Чем быстрее ракета сжигает топливо, тем больше ее ускорение.
- Чем меньше масса ракеты, тем больше ускорение.

Концептуальные вопросы

Профессиональное приложение. Предположим, что снаряд фейерверка взрывается, разбиваясь на три больших куска, сопротивление воздуха которых незначительно. Как взрыв влияет на движение центра масс? Как это повлияет, если части будут испытывать значительно большее сопротивление воздуха, чем неповрежденная оболочка?
Профессиональное приложение. Во время посещения Международной космической станции космонавт неподвижно стоял в центре станции, вне досягаемости любого твердого объекта, на который он мог бы воздействовать.Предложите метод, с помощью которого он мог бы отойти от этой позиции, и объясните, что это за физика.
Профессиональное приложение. Скорость ракеты может быть больше, чем скорость истечения газов, которые она выбрасывает. В этом случае скорость и импульс газа совпадают с направлением движения ракеты. Как ракета все еще может получить тягу, выбрасывая газ?

Задачи и упражнения

Профессиональное приложение. Антибаллистические ракеты (ПРО) спроектированы так, чтобы иметь очень большое ускорение, чтобы они могли перехватывать быстро движущиеся приближающиеся ракеты в кратчайшие сроки. Каково взлетное ускорение 10 000 кг ПРО, выбрасывающего 196 кг газа в секунду при скорости истечения 2,50 × 10 ³ м / с?
Профессиональное приложение. Каково ускорение ракеты массой 5000 кг, взлетающей с Луны, где ускорение свободного падения составляет всего 1,6 м / с ², если ракета выбрасывает 8.00 кг газа в секунду при скорости истечения 2,20 × 10 ³ м / с?
Профессиональное приложение. Рассчитайте увеличение скорости космического зонда массой 4000 кг, который выбрасывает 3500 кг своей массы при скорости истечения 2,00 × 10 ³ м / с. Вы можете предположить, что гравитационная сила незначительна в месте нахождения зонда.
Профессиональное приложение. Ракеты с ионными двигателями предложены для использования в космосе. Они используют методы атомной ионизации и ядерные источники энергии для получения чрезвычайно высоких скоростей выхлопа, возможно, до 8.00 × 10 ⁶ м / с. Эти методы позволяют получить гораздо более благоприятное соотношение полезной нагрузки к топливу. Чтобы проиллюстрировать этот факт: (a) Рассчитайте увеличение скорости космического зонда массой 20 000 кг, который выбрасывает только 40,0 кг своей массы при данной скорости истечения. (б) Эти двигатели обычно предназначены для создания очень малой тяги в течение очень долгого времени — типа двигателя, который, например, может быть полезен при путешествии к внешним планетам. Вычислите ускорение такого двигателя, если он выбрасывает 4,50 × 10 ⁻⁶ кг / с с заданной скоростью, предполагая, что ускорение свободного падения незначительно.
Выведите уравнение вертикального ускорения ракеты.
Профессиональное приложение. (a) Вычислите максимальную скорость, с которой ракета может выбрасывать газы, если ее ускорение не может превышать в семь раз ускорение силы тяжести. Масса ракеты после того, как у нее закончится топливо, составляет 75 000 кг, а ее скорость истечения составляет 2,40 × 10 ³ м / с. Предположим, что ускорение свободного падения такое же, как и на поверхности Земли (9,80 м / с ²). б) Почему может быть необходимо ограничивать ускорение ракеты?
Рассчитайте среднюю скорость выхлопа газов, выпущенных из огнетушителя, с учетом следующих данных для эксперимента с ракетой-огнетушителем и игрушечной вагонеткой.Исходя из состояния покоя конечная скорость составляет 10,0 м / с. Общая масса изначально составляет 75,0 кг, а после срабатывания огнетушителя — 70,0 кг.
Сколько в одноступенчатой ракете весом 100000 кг может быть что угодно, кроме топлива, если ракета должна иметь конечную скорость 8,00 км / с, учитывая, что она выбрасывает газы со скоростью истечения 2,20 × 10 ³ м / с?
Профессиональное приложение. (a) Кальмар массой 5,00 кг первоначально в состоянии покоя выбрасывает 0,250 кг жидкости со скоростью 10.0 м / с. Какова скорость отдачи кальмара, если выброс производится за 0,100 с и есть сила трения 5,00 Н, противодействующая движению кальмара. б) Сколько энергии тратится на работу против трения?
Необоснованные результаты. Сообщается, что кальмары прыгают из океана и преодолевают 30,0 м (по горизонтали), прежде чем снова войти в воду. (a) Рассчитайте начальную скорость кальмара, если он покидает воду под углом 20,0 °, принимая пренебрежимо малую подъемную силу воздуха и незначительное сопротивление воздуха.(б) Кальмар движется вперед, брызгая водой. Какую часть своей массы он должен был бы выбросить, чтобы достичь скорости, найденной в предыдущей части? Вода выбрасывается со скоростью 12,0 м / с; гравитационная сила и трение не учитываются. (c) Что неразумного в результатах? (d) Какая посылка необоснованна или какие посылки несовместимы?
Создайте свою проблему. Представьте себе космонавта в глубоком космосе, освобожденного от своего космического корабля и нуждающегося в возвращении к нему.У космонавта есть несколько пакетов, которые она может выбросить, чтобы подойти к кораблю. Постройте задачу, в которой вы рассчитываете время, необходимое ей, чтобы вернуться, бросая все пакеты за один раз, а не бросая их по одному. Среди факторов, которые следует учитывать, — задействованные массы, сила, которую она может воздействовать на пакеты на некотором расстоянии, и расстояние до корабля.
Создайте свою проблему. Рассмотрим артиллерийский снаряд, поражающий броню.Постройте задачу, в которой вы найдете силу, прилагаемую снарядом к пластине. Следует учитывать массу и скорость снаряда, а также расстояние, на котором его скорость уменьшается. Ваш инструктор может также пожелать, чтобы вы рассмотрели относительные преимущества обедненного урана по сравнению со свинцовыми снарядами, исходя из большей плотности урана.

Избранные решения проблем и упражнения

1. 39,2 м / с2

3. 4.16 × 10 ³ м / с

5.Сила, необходимая для придания небольшой массе Δm ускорения a _{Δ м} составляет F = Δ мА _{Δ м}. Для ускорения этой массы за небольшой промежуток времени Δ t на скорости v _e требуется v _e = a _{Δ m} Δ t , поэтому [латекс] F = v _ {\ text {e}} \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} \\ [/ latex]. По третьему закону Ньютона эта сила равна по величине силе тяги, действующей на ракету, поэтому [latex] F _ {\ text {thust}} = v _ {\ text {e}} \ frac {\ Delta {m}} {\ Delta {t}} \\ [/ latex], где все величины положительны.Применение второго закона Ньютона к ракете дает F _тягу — mg = ma ⇒ [latex] \ displaystyle {a} = \ frac {v _ {\ text {e}}} {m} \ frac {\ Delta {m }} {\ Delta {t}} — г \\ [/ latex], где м — масса ракеты и несгоревшего топлива.

% PDF-1.3 % 1506 0 объект > эндобдж xref 1506 169 0000000016 00000 н. 0000003736 00000 н. 0000003963 00000 н. 0000003996 00000 н. 0000004052 00000 н. 0000006063 00000 н. 0000006357 00000 н. 0000006427 00000 н. 0000006540 00000 н. 0000006696 00000 н. 0000006871 00000 н. 0000007038 00000 н. 0000007134 00000 н. 0000007250 00000 н. 0000007441 00000 н. 0000007578 00000 н. 0000007749 00000 н. 0000007984 00000 н. 0000008177 00000 н. 0000008316 00000 н. 0000008466 00000 н. 0000008620 00000 н. 0000008738 00000 н. 0000008929 00000 н. 0000009120 00000 н. 0000009253 00000 п. 0000009398 00000 н. 0000009591 00000 н. 0000009782 00000 н. 0000009992 00000 н. 0000010163 00000 п. 0000010330 00000 п. 0000010430 00000 п. 0000010621 00000 п. 0000010776 00000 п. 0000010950 00000 п. 0000011091 00000 п. 0000011240 00000 п. 0000011393 00000 п. 0000011587 00000 п. 0000011684 00000 п. 0000011894 00000 п. 0000012085 00000 п. 0000012279 00000 п. 0000012486 00000 п. 0000012664 00000 п. 0000012832 00000 п. 0000013014 00000 п. 0000013205 00000 п. 0000013412 00000 п. 0000013579 00000 п. 0000013722 00000 п. 0000013868 00000 п. 0000014061 00000 п. 0000014254 00000 п. 0000014463 00000 п. 0000014654 00000 п. 0000014848 00000 п. 0000015015 00000 п. 0000015161 00000 п. 0000015314 00000 п. 0000015482 00000 п. 0000015673 00000 п. 0000015910 00000 п. 0000016019 00000 п. 0000016186 00000 п. 0000016377 00000 п. 0000016612 00000 п. 0000016819 00000 п. 0000016927 00000 н. 0000017134 00000 п. 0000017353 00000 п. 0000017460 00000 п. 0000017651 00000 п. 0000017818 00000 п. 0000018011 00000 п. 0000018246 00000 п. 0000018453 00000 п. 0000018569 00000 п. 0000018760 00000 п. 0000019011 00000 п. 0000019227 00000 п. 0000019326 00000 п. 0000019533 00000 п. 0000019786 00000 п. 0000020037 00000 н. 0000020145 00000 н. 0000020251 00000 п. 0000020442 00000 п. 0000020636 00000 п. 0000020843 00000 п. 0000021052 00000 п. 0000021259 00000 п. 0000021411 00000 п. 0000021578 00000 п. 0000021721 00000 п. 0000021833 00000 п. 0000021933 00000 п. 0000022047 00000 н. 0000022241 00000 п. 0000022378 00000 п. 0000022543 00000 п. 0000022734 00000 п. 0000022892 00000 п. 0000023072 00000 п. 0000023247 00000 н. 0000023460 00000 п. 0000023651 00000 п. 0000023792 00000 п. 0000023905 00000 п. 0000024096 00000 п. 0000024289 00000 п. 0000024540 00000 п. 0000024653 00000 п. 0000024862 00000 п. 0000025072 00000 п. 0000025279 00000 н. 0000025431 00000 п. 0000025568 00000 п. 0000025713 00000 п. 0000025810 00000 п. 0000025907 00000 п. 0000026004 00000 п. 0000026101 00000 п. 0000026292 00000 п. 0000026389 00000 п. 0000026596 00000 п. 0000026778 00000 п. 0000026966 00000 п. 0000027157 00000 п. 0000027232 00000 н. 0000027350 00000 п. 0000027468 00000 н. 0000027586 00000 п. 0000027704 00000 п. 0000027822 00000 н. 0000027940 00000 п. 0000028058 00000 п. 0000028176 00000 п. 0000028294 00000 п. 0000028412 00000 п. 0000028530 00000 п. 0000028648 00000 п. 0000028766 00000 п. 0000028978 00000 п. 0000029229 00000 п. 0000029788 00000 п. 0000030038 00000 п. 0000030363 00000 п. 0000030447 00000 п. 0000031043 00000 п. 0000031352 00000 п. 0000031597 00000 п. 0000032143 00000 п. 0000032217 00000 п. 0000032280 00000 п. 0000033253 00000 п. 0000033920 00000 н. 0000034165 00000 п. 0000034398 00000 п. 0000034637 00000 п. 0000035436 00000 п. 0000062113 00000 п. 0000062193 00000 п. 0000067995 00000 н. 0000088045 00000 п. 0000103217 00000 н. 0000004095 00000 н. 0000006039 00000 н. трейлер ] >> startxref 0 %% EOF 1507 0 объект > эндобдж 1508 0 объект [ 1509 0 руб. ] эндобдж 1509 0 объект > / F 3 0 R >> эндобдж 1510 0 объект > эндобдж 1673 0 объект > транслировать HV [lg> 3 {7j $, NI \ _DBAT E) H̬o; jf ٙ [» iim [4m ݹ xg] ۻ: cyWs |

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой .Тяга измеряется в фунтах тяги в США и в Ньютонах в метрической системе (4,45 Ньютона тяги равны 1 фунту тяги). Фунт тяги — это сила тяги, необходимая для удержания объекта весом 1 фунт в неподвижном состоянии против силы тяжести на Земле. Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миль в час в секунду). Если бы вы плыли в космосе с сумкой для бейсбольных мячей и отбрасывали бы один бейсбольный мяч в секунду на скорости 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи генерировали бы тягу, эквивалентную 1 фунту.Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 миль в час, вы бы генерировали 2 фунта тяги. Если вы бросите их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-то бейсбольного ружья), вы создадите тягу в 100 фунтов и так далее.

Одна из забавных проблем ракет состоит в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес. Допустим, вы хотите создать тягу в 100 фунтов в течение часа, бросая по одному бейсбольному мячу каждую секунду со скоростью 2100 миль в час.Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» значительно превосходит вес полезного груза (вас). Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень часто. Вот почему прямо сейчас вам нужна огромная ракета, чтобы отправить крошечного человека в космос — нужно нести много топлива.

На космическом шаттле очень четко видно уравнение веса.Если вы когда-нибудь видели запуск космического челнока, вы знаете, что он состоит из трех частей:

Орбитальный аппарат
Большой внешний бак
Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB)

Орбитальный аппарат весит 165 000 фунтов пустого. Внешний бак пустой весит 78 100 фунтов. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый. Но тогда вам нужно заправить топливо. Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов).Весь аппарат — шаттл, внешний бак, кожухи твердотопливной ракеты-носителя и все топливо — имеет при запуске общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов для вывода на орбиту 165 000 фунтов — довольно большая разница! Честно говоря, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку весом 65 000 фунтов (до 15 x 60 футов в размере), но это все еще большая разница. Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: Руководство оператора космического корабля].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического челнока со скоростью примерно 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10 000 миль в час).SRB горят около двух минут и при старте генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый (2,65 миллиона фунтов в среднем за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) работают около восьми минут, создавая тягу по 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

Ракеты и тяга — Science Learning Hub

Что ракета толкает, чтобы заставить ее двигаться? Он упирается в землю? Воздух? Пламя?

Чтобы любой объект начал двигаться, что-то должно давить на что-то другое.Когда вы идете, вы отталкиваетесь от земли, поэтому земля отталкивается от вас, заставляя вас двигаться. Самолет использует свои пропеллеры, чтобы толкать воздух назад, поэтому воздух отталкивается от самолета, заставляя его двигаться.

Точно так же ракета должна что-то толкать. Он давит на газы внутри него. Поскольку эти газы выталкиваются в одном направлении, возникает сила реакции, которая толкает ракету в другом направлении. Эта сила реакции называется тягой.

Ракетостроение на скейтборде

Чтобы понять эту идею, полезно представить себе двух человек, стоящих рядом друг с другом на скейтборде. Если один человек толкает другого, каждый будет толкать в противоположных направлениях. Оба человека переедут.

Если вы катаетесь на скейтборде один, вы все равно можете заставить себя двигаться, отбрасывая тяжелый предмет в одном направлении. Это подтолкнет вас и скейтборд в противоположном направлении. Чтобы добиться большей тяги, вы можете сбросить что-нибудь со скейтборда с большей скоростью.

Ракета работает очень похоже. Он выбрасывает крошечные кусочки массы на высокой скорости, чтобы толкнуть ракету в противоположном направлении.

Третий закон Ньютона

Третий закон Ньютона объясняет, как ракета создает тягу — на каждую силу, толкающую один объект, существует равная, но противоположная сила, толкающая другой объект.

Другими словами, на каждое действие есть равная и противоположная реакция. Силы всегда идут парами.

Ракета выталкивает газы (или жидкость) изнутри в одном направлении, а это толкает ракету в противоположном направлении.Если масса выбрасывается на более высоких скоростях, будет большая сила, толкающая ракету.

Контейнерные ракеты, аэростаты и водные ракеты

Пленочные баллонные ракеты используют химическую реакцию для повышения давления газа внутри баллона. Когда давление становится достаточно высоким, крышка отрывается. Газы внутри ракеты выталкиваются вниз, так что канистра выталкивается вверх.

В игрушечной машинке с воздушным шаром давление внутри воздушного шара толкает газы в одном направлении, поэтому игрушечная машинка толкается вперед в противоположном направлении.

У водяной ракеты воздух внутри пластиковой бутылки с добавлением воды. В бутылку закачивается больше воздуха, чтобы повысить давление. Когда ракета выпускается, воздух толкает воду в одном направлении, поэтому ракета-бутылка толкается в другом направлении.

Ракетные двигатели сталкиваются с прореагировавшими газами

Ракеты, которые создают много пламени при сжигании своего топлива (например, жидкого водорода) с окислителем (например, жидким кислородом), делают то же самое.Они используют химическую реакцию для создания огромного давления внутри камеры сгорания. Затем прореагировавшие частицы топлива выбрасываются (выбрасываются) из узкого отверстия на одном конце камеры сгорания, называемого горловиной.

Давление внутри камеры сгорания выталкивает газы из этого отверстия в одном направлении, а ракета толкается в противоположном направлении. Это же давление толкает вперед и стенки внутри камеры сгорания. (Также существует некоторое давление, которое толкает вперед внутренние стенки расширительного сопла при выходе газов.)

Эта сила, толкающая ракету, называется тягой.

Полезные ссылки

Узнайте больше о моделях ракет и поставщиках в Новой Зеландии здесь.

Взрыв: создание тяги ракеты с помощью пороха — Урок

(0 Рейтинги)

Быстрый просмотр

Уровень оценки: 4 (3-5)

Требуемое время: 15 минут

Зависимость урока:

Тематические области: Земля и космос, Физические науки, наука и технологии

Ожидаемые характеристики NGSS:

Резюме

Ракетам нужна большая тяга, чтобы попасть в космос.Студенты узнают, как создается тяга ракеты с помощью пороха. Обсуждаются два типа топлива — жидкое и твердое — и исследуется их связь с их использованием в ракетах. Учащиеся узнают, почему инженерам необходимо знать различные свойства порохов, на примерах из реальной жизни из соответствующих действий. Эта инженерная программа соответствует научным стандартам нового поколения (NGSS).

Инженерное соединение

Инженеры используют мощное топливо для запуска ракет в космос.Когда эти порохы горят, горячий газ выбрасывается из сопла, заставляя ракету двигаться вперед. Чтобы достичь необходимых скоростей, инженеры должны понимать химические свойства различных топлив. При выборе топлива необходимо учитывать такие факторы, как вес, эффективность, управляемость и безопасность. Конкретные виды топлива лучше подходят для различных задач, и задача инженеров — выбрать, какое топливо использовать и в каком количестве.

Цели обучения

После этого урока учащиеся должны уметь:

Примените третий закон движения Ньютона, чтобы объяснить, как запускается ракета.
Объясните разницу между порохом и топливом.
Опишите, как вес топлива влияет на возможность запуска ракеты в космос.
Объясните, почему инженерам необходимо знать свойства различных порохов.

Образовательные стандарты

Каждый урок или задание TeachEngineering соотносится с одним или несколькими научными дисциплинами K-12, образовательные стандарты в области технологий, инженерии или математики (STEM).
Все 100000+ стандартов K-12 STEM, охватываемые TeachEngineering , собираются, обслуживаются и упаковываются сетью стандартов достижений (ASN) , проект D2L (www.achievementstandards.org).
В ASN стандарты иерархически структурированы: сначала по источникам; например , по штатам; внутри источника по типу; например , естественные науки или математика; внутри типа по подтипу, затем по классу, и т. д. .
NGSS: научные стандарты нового поколения — наука
Ожидаемые характеристики NGSS
3-ПС2-1. Спланируйте и проведите расследование, чтобы получить доказательства воздействия сбалансированных и неуравновешенных сил на движение объекта.(3-й степени)
Вы согласны с таким раскладом? Спасибо за ваш отзыв!
Нажмите, чтобы просмотреть другие учебные программы, соответствующие этим ожиданиям от результатов.
Этот урок посвящен следующим аспектам трехмерного обучения NGSS:
Наука и инженерная практика Основные дисциплинарные идеи Сквозные концепции
Совместно спланируйте и проведите расследование для получения данных, которые будут служить основой доказательств, с использованием объективных тестов, в которых контролируются переменные и количество рассмотренных испытаний.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
В научных исследованиях используются различные методы, инструменты и техники.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Каждая сила действует на один конкретный объект и имеет как силу, так и направление. На покоящийся объект обычно действует несколько сил, но они складываются, чтобы получить нулевую чистую силу на объект.Силы, которые не равны нулю, могут вызвать изменение скорости или направления движения объекта. (Граница: на этом уровне используется качественное и концептуальное, но не количественное сложение сил.)
Соглашение о согласовании: Спасибо за ваш отзыв!
Соприкасающиеся предметы оказывают друг на друга силу.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Причинно-следственные связи обычно выявляются.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Ожидаемые характеристики NGSS
3-ПС2-2. Выполняйте наблюдения и / или измерения движения объекта, чтобы предоставить доказательства того, что шаблон может быть использован для прогнозирования будущего движения.(3-й степени)
Вы согласны с таким раскладом? Спасибо за ваш отзыв!
Нажмите, чтобы просмотреть другие учебные программы, соответствующие этим ожиданиям от результатов.
Этот урок посвящен следующим аспектам трехмерного обучения NGSS:
Наука и инженерная практика Основные дисциплинарные идеи Сквозные концепции
Проводите наблюдения и / или измерения для получения данных, которые служат в качестве основы для доказательства для объяснения явления или проверки проектного решения.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Научные открытия основаны на распознавании закономерностей.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Можно наблюдать и измерять закономерности движения объекта в различных ситуациях; когда это прошлое движение демонстрирует регулярный образец, будущее движение может быть предсказано по нему. (Граница: технические термины, такие как величина, скорость, импульс и векторная величина, не вводятся на этом уровне, но разрабатывается концепция, согласно которой для описания некоторых величин требуется как размер, так и направление.)
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Шаблоны изменений можно использовать для прогнозирования.
Соглашение о выравнивании: Спасибо за ваш отзыв!
Международная ассоциация преподавателей технологий и инженерии — Технология
ГОСТ Предложите выравнивание, не указанное выше
Какое альтернативное выравнивание вы предлагаете для этого контента?
Больше подобной учебной программы
Уведи меня с этой планеты
Цель этого урока — научить студентов, как космический корабль попадает с поверхности Земли на Марс.Студенты сначала исследуют ракеты и то, как они могут доставить нас в космос. Наконец, обсуждается природа орбиты, а также то, как орбиты позволяют нам перемещаться с планеты на планету — спец …
Пункт назначения в космическое пространство
Студенты получают базовые знания в области науки и техники космических путешествий, а также краткую историю освоения космоса.Они узнают об ученых и инженерах, которые сделали возможным космическое путешествие, и вкратце исследуют некоторые известные космические миссии.
Ньютон заставляет меня двигаться
Учащиеся изучают движение, ракеты и движение ракет, помогая космонавту Тесс, космонавту Рохану и Майе в их исследованиях.Сначала они узнают некоторые основные факты о транспортных средствах, ракетах и о том, почему мы их используем. Затем они обнаруживают, что движение всех объектов, включая полет ракеты и мо …
Использование тяги, веса и контроля: запускай меня в космос
В рамках продолжающейся сюжетной линии отряда «Ракеты» этот урок более подробно рассматривает космонавта Рохана, космонавту Тесс, их дочь Майю и их проблемы с выходом в космос, установкой спутников и исследованием неизведанных вод с помощью каноэ.Студенты знакомятся с идеями тяги, …
Предварительные знания
Знакомство с тремя законами движения Ньютона, представленными в трех предыдущих уроках этого раздела.
Введение / Мотивация
Вы когда-нибудь видели запускаемую настоящую ракету? Если да, держу пари, вы заметили много огня и дыма.Почему это произошло? Представьте, как было бы жарко, если бы вы стояли рядом со стартовой площадкой! Вы помните, как движется ракета? (См. Урок 2: «Ньютон заставляет меня двигаться».) Верно, ракета движется за счет выстрела массы (горячего газа) из транспортного средства с высокой скоростью. Чей это был закон? (Ответ: третий закон движения Ньютона) Что говорит третий закон Ньютона? Помните, он утверждает, что для каждого действия существует равная и противоположная реакция . Итак, когда ракета выпускает массу (горячий газ) в одном направлении, ракета фактически уходит в противоположном направлении! Направление, в котором он движется, является результатом тяги .
Запуск ракеты в космос требует много энергии. Эта энергия исходит от чего-то, что называется ракетным топливом . Знаете ли вы, что в автомобиле используется горючее? Автомобиль сжигает бензин и воздух в своем двигателе, чтобы он мог двигаться по дороге. Ракеты и автомобили похожи в этом отношении, но ракета должна пролететь 62 мили над Землей, чтобы достичь космоса со скоростью 25 000 миль в час. Как это сделать?
Чтобы спроектировать ракету Тесс, ее инженерная команда (это вы!) Должна понимать, какое топливо использовать, как оно работает и, наконец, сколько использовать.Пропеллент немного отличается от топлива тем, что он содержит как топливо , так и окислитель .
Начнем с окислителя. С каким химическим веществом напоминает слово «окислитель»? (Ответ: кислород.) Что нужно огню, чтобы гореть? (Демонстрация: зажгите свечу перед классом и спросите: какими способами мы могли бы потушить пламя? Поставьте стакан большего размера на свечу, перекрыв подачу воздуха. Ожидайте, что ученики поймут, что для огня что-то нужно в воздухе, чтобы сгореть.Кислород !.) Это правильно: огню нужен кислород, чтобы гореть. Что же тогда означает окислитель? Это вещество, которое поставляет кислород для сжигания топлива.
Итак, теперь, когда мы знаем об окислителе, давайте узнаем о ракетном топливе? Пропеллент — это обычно то, что мы думаем как топливо. В случае свечи какое топливо? (Ответ: воск.) Какие виды топлива вы можете перечислить? (Возможные ответы: бензин, природный газ, пропан, керосин, дрова, уголь, воск и т. Д. Чтобы получить ответы на некоторые вопросы, спросите учащихся о бытовых приборах и транспортных средствах в их домах и о том, как, по их мнению, они управляют.) Это все примеры топлива. Какие из них являются примерами жидкого топлива? (Возможные ответы: бензин, керосин и т. Д.) Какие из них являются примерами твердого топлива? (Возможные ответы: дерево, уголь, воск и др.)
Выбор подходящего топлива для ракеты Тесс очень важен. Какие факторы влияют на наш выбор? (Ответ: Вес и скорость горения, пожалуй, самые важные факторы.) Вес невероятно важен, потому что топливо много весит. И мы должны запустить ракету со всем топливом, прикрепленным к ней.Кроме того, у нас должно быть достаточно топлива, чтобы доставить Тесс, ракету и спутники в космос!
В идеале, любая ракета, включая Tess, состоит примерно на 90% из топлива, на 4% из баков, двигателей, плавников и т. Д. И на 6% из полезной нагрузки (космические корабли, спутники и космонавты). Это много топлива! По сути, это означает, что вес топлива, баков и полезной нагрузки должен составлять в сумме 100 (%). Давайте попробуем короткое мысленное математическое упражнение. Если спутник Тесс весит 6 тонн, а баки, двигатели и корпус ракеты — 4 тонны, сколько тонн будет весить топливо? (Ответ: 6 + 4 = 10.Тогда 100 — 10 = 90. Ответ 90 тонн. Всего их 100 тонн). А как насчет другого: если вся ракета весит 100 фунтов (это маленькая ракета), сколько из этого веса должно составлять ракетное топливо? (Ответ: 90% от 100 фунтов — это 90 фунтов — потому что мы уже знаем, что 90% общего веса составляет топливо.) Как насчет полезной нагрузки и баков вместе? (Ответ: 100 фунтов — 90 фунтов = 10 фунтов. Вместе полезная нагрузка и баки должны весить 10 фунтов.)
Теперь, когда у нас есть базовая концепция топлива и его важность для доставки Тесс и ее груза в космос, мы можем больше узнать о том, как работает топливо и как создается тяга ракеты.Вы готовы, инженеры? Мы готовы к запуску!
Предпосылки и концепции урока для учителей
Ракеты
могут лететь в космос благодаря силе, называемой и тягой . Как создается тяга? Ответ — пороха . При сгорании ракетного топлива горячие газы очень быстро расширяются через сопло. Эти горячие газы вытесняются из задней части ракеты, что создает равное и противоположное направление вверх, как описано в третьем законе движения Ньютона.
Что такое топливо и как оно действует? Топливо состоит из топлива и окислителя. В химических ракетах используется два типа топлива: жидкое и твердое.
Жидкое топливо
Рис. 2. Открытие космического челнока НАСА, авторское право
Авторское право © НАСА, http://www.nasa.gov/ center / kennedy / Shuttleoperations / orbiters / discovery-info.html
Жидкое топливо состоит из жидкого топлива и окислителя. В ракетах используется множество различных комбинаций этих двух веществ.Одним из примеров жидкого топлива является жидкий водород с жидким кислородом. Большой оранжевый внешний топливный бак космического корабля НАСА содержит оба этих химиката (см. Рис. 2).
Вы не можете увидеть это снаружи, но химические вещества отделены друг от друга до момента запуска. Затем во время процедуры запуска химические вещества проходят через трубы и клапаны, пока не достигнут камеры, где они сгорают. Горение этого пороха создает газ под высоким давлением и высокой скоростью.Этот газ проходит через выходное сопло, что заставляет газ двигаться еще быстрее. Чем быстрее газ выходит из сопла, тем больше тяга у ракеты.
Жидкое топливо космического корабля «Шаттл» используется для запуска трех основных двигателей орбитального корабля. Эти двигатели движутся в определенном порядке, чтобы управлять направлением шаттла. Жидкое топливо удобно использовать, потому что оно может обеспечить большую тягу. Кроме того, ракеты, использующие жидкое топливо, могут быть быстро остановлены в случае возникновения проблемы — чрезвычайно важная функция безопасности.Однако из-за того, насколько они сложны, эти типы химических ракет могут быть очень дорогими в разработке и производстве. Вот почему в других ракетах используется другой тип топлива, называемый твердым топливом , .
Твердое топливо
Многие люди не думают о топливе как о твердом веществе. Тем не менее, многие обычные образцы твердого топлива используются в повседневной жизни, например, древесина и уголь. Даже свечной воск — твердое топливо. Энергия медленно высвобождается, когда воск тает и поглощается пламенем.В твердом топливе, используемом в ракетах, используются вещества, которые немного сложнее и горят гораздо быстрее, но идея все та же. Обратитесь к раскрытой топливной тайне! активность, чтобы исследовать, какие переменные влияют на скорость реакции твердого топлива. Самыми известными твердотопливными ракетами являются два белых твердотопливных ракетных ускорителя (SRB), которые прикреплены к оранжевому внешнему резервуару на космическом шаттле (помните, оранжевый внешний резервуар использует жидкое топливо. Твердое топливо, используемое в SRB, представляет собой распыленный алюминий и окислитель — перхлорат аммония.
Ракеты на твердом топливе могут иметь отверстие в центре, имеющее форму круга или звезды (или другой более сложной формы). Внутренняя форма полого сердечника является важным фактором, определяющим летно-технические характеристики ракеты. Количество пороха, подверженного горящему пламени, называется площадью поверхности. Увеличение площади поверхности увеличивает тягу, но сокращает время горения, поскольку топливо расходуется быстрее. Обычно твердотопливные ракеты вначале имеют большую поверхность ракетного топлива, потому что ракетам требуется наибольшая тяга, чтобы оторваться от земли.После того, как топливо сгорело в течение некоторого времени, площадь поверхности уменьшается, так как требуемая тяга меньше. Например, звездная конфигурация обеспечивает это необходимое изменение площади поверхности с течением времени, так как по мере сгорания топлива звезда в конечном итоге становится круглой, а площадь поверхности меньше. SRB на космическом шаттле используют конфигурацию 11-конечной звезды.
Рис. 3. Твердая ракета со звездной конфигурацией. Авторское право
Авторские права © 2004 Люк Симмонс, Университет Колорадо в Боулдере
Твердотопливные ракеты относительно просты.К сожалению, после воспламенения твердотопливной ракеты она потребляет все топливо без возможности выключить ее. Так что, если что-то пойдет не так, этот подход потенциально может создать опасную ситуацию. Из-за этого SRB — это последний компонент, который должен быть включен перед запуском, так что если что-то пойдет не так до этого, миссия может быть прервана.
Тяга ракеты продолжается до тех пор, пока в ее двигателях есть топливо, которое можно сжечь. Кроме того, масса ракеты изменяется во время полета.Его масса складывается из всех его частей, включая двигатели, топливные баки, полезную нагрузку, систему управления и топливо. Студенты могут исследовать, как твердое топливо создает тягу, с помощью практического проекта «Аква-подруливающие устройства»! Безусловно, большую часть массы ракеты составляет ее топливо (примечание: ранее в этом уроке мы узнали, что топливо составляет 90% веса ракеты). Эта масса постоянно изменяется, когда двигатели сгорают и выбрасывают топливо, что в конечном итоге приводит к уменьшению массы ракеты во время полета.Ускорение ракеты увеличивается по мере уменьшения ее массы, как описано вторым законом движения Ньютона, который гласит, что сила объекта равна его массе, умноженной на его ускорение. Ракета ускоряется быстрее всего, когда у нее почти закончилось топливо. Второй закон движения Ньютона может быть переформулирован как таковой при объяснении ракет: чем больше масса выбрасываемого топлива в сочетании со скоростью, с которой оно выбрасывается из двигателя, тем больше сила тяги, которая толкает ракету в противоположном направлении. .
Моделирование запусков ракет
Знаете ли вы, что фейерверки, взлетающие в воздух, — это ракеты? Порох часто используется в фейерверках как твердое топливо. Вы можете запустить в воздух модель ракеты с порохом, чтобы имитировать запуск настоящей ракеты. Однако более безопасной альтернативой является использование энергии, хранящейся в антацидных таблетках (таких как Alka-Seltzer®), которые содержат аспирин, бикарбонат натрия (NaHCO ₃) и лимонную кислоту (C ₆ H ₈ O ₇).Когда таблетка растворяется в воде (или другой жидкости), между бикарбонатом натрия и лимонной кислотой происходит химическая реакция: ионы водорода (H ⁺) и ионы карбоната (CO ₆ ^-2) являются освобождены, чтобы столкнуться и вступить в реакцию в растворе. Продуктами реакции являются газообразный диоксид углерода (CO ₂) и вода. Углекислый газ можно увидеть в газе в виде пузырьков. Если вы найдете способ улавливать образовавшийся углекислый газ, вы можете сбросить это давление и использовать его для создания тяги.Студенты могут проверить свои новые знания, спроектировав свою собственную ракету с помощью веселого и практического задания Pop Rockets.
Сопутствующие мероприятия
Закрытие урока
На этом уроке мы узнали, что ракеты можно запускать в космос, выбрасывая топливо в противоположном направлении. Какой закон описывает это? Правильно, третий закон движения Ньютона! Второй закон Ньютона гласит, что сила равна массе, умноженной на ускорение.Итак, мы знаем, что чем больше количество топлива и чем быстрее оно выталкивается из задней части ракеты, тем большую тягу имеет ракета. Также мы узнали, что в ракетах используется жидкое или твердое топливо. Топливо состоит из топлива и окислителя. Что такое окислитель? (Ответ: что-то, что обеспечивает сжигание кислорода.) Разные виды топлива могут давать разное количество энергии с разной скоростью, и задача инженеров — найти топливо, обеспечивающее максимальную энергию для ракеты.Это означает, что инженеры также должны думать о весе и стоимости топлива.
Для того, чтобы Тесс могла исследовать космос и нести спутники, которые будут частью ракетного груза, для связи с ее матерью Майей, ее ракета должна успешно выйти в космос. Поскольку вы, как команда инженеров, теперь понимаете топливо и то, как оно работает, вы знаете еще один важный фактор, необходимый для разработки ракеты Тесс.
Словарь / Определения
химическая реакция: процесс, в котором один тип вещества химически превращается в другое вещество, включая обмен энергией.
топливо: что-то, что используется для производства энергии.
газ: совокупность молекул, обладающих достаточной энергией, чтобы оставаться изолированными и свободно плавающими (в отличие от жидкостей и твердых тел, где частицы группируются вместе).
окислитель: вещество, которое поставляет кислород для сжигания топлива.
давление: сила на площадь. Давление возникает в результате столкновения молекул газа с поверхностью. Измеряется в фунтах / дюйм2 (фунт / кв. Дюйм) или Н / м2 (Па).
площадь поверхности: количество открытого или внешнего материала любого объекта.
тяга: направленная вперед сила реактивного или ракетного двигателя как реакция на выброс выхлопных газов.
Оценка
Оценка перед уроком
Вопрос для обсуждения: Запрашивайте, объединяйте и обобщайте ответы студентов.
Спросите студентов, дольше ли хранятся конфеты, когда вы их жуете или сосете.(Ответ: сосание длится дольше. Если вы разжевываете его на множество кусочков, вы увеличиваете площадь поверхности леденца, и ваша слюна растворяет его быстрее!) Получите ли вы больше леденца, если пережевываете его? (Ответ: Нет, это такое же количество конфет. Просто их хватает не так долго.) Это важные концепции, которые необходимо понять, чтобы узнать о твердом топливе.
Встряхните банку с газировкой. Откройте банку над раковиной или на улице. Спросите студентов, что привело к взрыву хлопка. (Ответ: жидкость газирована углекислым газом.Газ обычно растворяется в жидкости, потому что баллон находится под давлением. Когда вы встряхиваете баллончик, часть газа перестает растворяться, и на стенках и дне баллона образуются пузырьки. Когда вы открываете банку, нерастворенные пузырьки газа пытаются вырваться наружу и выталкивать жидкость, поскольку она мешает.)
Оценка после введения
Вопрос / ответ: Задайте студентам следующие вопросы и попросите их поднять руки, чтобы ответить. Запишите их ответы на классной доске.
Требуется ли энергия для запуска ракеты в космос? (Ответ: Да.)
Какой материал используется для создания тяги в ракете? (Ответ: Горючее.)
Какие два типа пороха? (Ответ: Жидкие и твердые.)
В чем разница между порохом и топливом? (Ответ: Горючее состоит из топлива и окислителя.)
Что используется в автомобилях в качестве топлива? (Ответ: Бензин и воздух; бензин — топливо, а воздух — окислитель.)
Почему инженерам нужно знать свойства различных порохов? (Ответ: Инженеры должны знать свойства ракетного топлива, чтобы создавать ракеты, которые безопасно и успешно запускаются в космос.)
Обсуждение в классе: Покажите изображения или видеоклипы запусков ракет (с веб-сайта НАСА http://search.nasa.gov/nasasearch/search/search.jsp?nasaInclude=launch+video+clips или с v2Rocket.com на http://www.v2rocket.com/start/others/aud_vid.html). Попросите учащихся обсудить в группах по 2-3 человека, от чего работают ракеты. (Ожидайте, что огонь и топливо станут популярными ответами.) Огонь — это результат горения топлива, но как именно топливо накапливает и выделяет энергию? (Ответ: Топливо хранит химическую энергию, которая высвобождается при сгорании топлива, вызывая расширение газов и повышение давления. Эти газы очень быстро выбрасываются из задней части ракеты через сопло, что заставляет ракету двигаться в противоположном направлении. направление, как описано в третьем законе движения Ньютона).
Итоги урока Оценка
Mental Math / Pair Check: Попросите учащихся поработать в парах, чтобы ответить на следующие вопросы.
В идеале любая ракета состоит примерно на 90% из ракетного топлива; 4% танки, двигатели, плавники и т.д .; и 6% полезной нагрузки (космические аппараты, спутники и космонавты). Представляя себе распределение, подумайте о круговой диаграмме; самая большая часть — это топливо.
Если спутник весит 5 тонн, а баки, двигатели и корпус ракеты — 5 тонн, сколько тонн будет весить топливо? (Ответ: 5 + 5 = 10 тонн.100-10 = 90 тонн. Ответ 90 тонн.)
Задача: если вся ракета весит 200 тонн, сколько из этого веса должно быть ракетным? (Ответ: 90% от 100 тонн = 90 тонн, поэтому 90% от 200 тонн = 180 тонн. Ответ 180 тонн.)
Toss-a-Question: Попросите учащихся самостоятельно придумать ответ на каждый из следующих вопросов и написать его на половине листа бумаги. Попросите учащихся сложить и бросить листы другому члену команды, который затем добавит свой ответ.После того, как все ученики записали идеи, попросите их бросить бумажные пачки другому ученику, который затем зачитает ответы всему классу. Обсудите ответы в классе.
Любой материал может быть топливом? (Ответ: Нет, топливом могут быть только материалы, которые вступают в реакцию с чем-либо и вызывают изменение энергии его частиц.)
Как создается давление в ракетном двигателе? (Ответ: Происходит реакция, которая дает частицам больше энергии, заставляя их двигаться больше и занимать больше места, что увеличивает давление.)
Как площадь поверхности влияет на скорость сгорания топлива? (Подсказка: напомните учащимся подумать о примере жевания конфет из обсуждения перед оценкой.) (Ответ: большая площадь поверхности означает более быструю реакцию; меньшая площадь поверхности приводит к более медленному горению.)
Мероприятия по продлению урока
Покажите студентам запуск ракеты, зайдя на сайт НАСА и загрузив видеоклип любого запуска шаттла! http://www.nasa.gov/
Дебаты в классе : Работая в группах по четыре человека, предложите двум студентам аргументировать свою позицию в пользу твердого ракетного топлива на последней ракете НАСА, летящей на Марс, а двух других выступить в пользу жидкого топлива.Попросите учащихся рассказать всему классу о том, как прошли их дебаты и пришли ли они к каким-либо соглашениям.
Предложите студентам изучить другие методы движения вместо химических ракет, такие как ионные и ядерные ракеты.
Поручите студентам исследовать различия между реактивными двигателями и химическими ракетными двигателями.
использованная литература
Армстронг, Деннис. «Обзор космического шаттла: открытие (OV-103)», Орбитальный флот НАСА.15 сентября 2005 г. Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. По состоянию на 2005 год. Http://www.nasa.gov/centers/kennedy/shuttleoperations/orbiters/discovery-info.html
Бенсон, Том. Руководство для начинающих по моделям ракет. Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. По состоянию на 2005 г. http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/rocket/bgmr.html
Говори, Вики. Наука уже здесь: E-SET , «What Puts the Fizz in Alka-Seltzer», сентябрь 2002 г., Университет штата Айова, Расширение университета.По состоянию на 2005 г. http://www.extension.iastate.edu/e-set/science_is_here/alkaseltzer.html
авторское право
© 2005 Регенты Университета Колорадо
Авторы
Джефф Уайт; Брайан Аргроу; Люк Симмонс; Джей Шах; Малинда Шефер Зарске; Джанет Йоуэлл
Программа поддержки
Комплексная программа преподавания и обучения, Инженерный колледж, Университет Колорадо в Боулдере
Благодарности
Содержание этой учебной программы по электронной библиотеке было разработано за счет грантов Фонда улучшения послесреднего образования (FIPSE), U.

Корзина

Тяга ракетного двигателя: Формула ракетного двигателя — Alpha Centauri

Тяга ракетного двигателя. Ракетные двигатели

Сверхлегкая ракета — широкодиапазонные двигатели

Заключение

Ракетный двигатель на взрывной тяге – Наука – Коммерсантъ

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Какой ракетный двигатель самый лучший? / Хабр

Мощнее

Эффективнее

Напряженней

Надежней

Доступней

TWR

Цена

Вывод

Использованные источники

Как это работает. Ракетный двигатель

Фото: Объединенная двигателестроительная корпорация

Космически просто

Фото: Космический центр «Восточный» / Роскосмос

Как работает жидкостный ракетный двигатель

Фото: Объединенная двигателестроительная корпорация

ДП «Конструкторське бюро «Південне» ім. М.К. Янгеля»»

Основные технические характеристики

Жидкостные ракетные двигатели

Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Маршевые двигатели

История жидкостных ракетных двигателей

Рулевые двигатели

Уравнение тяги ракеты

Ракетная тяга

Введение в ракетные двигатели | Физика

Цели обучения

Установление соединений: домашний эксперимент — движение воздушного шара

Разгон ракеты

Факторы, влияющие на ускорение ракеты

Пример 1. Расчет ускорения: начальное ускорение при запуске Луны

Обсуждение

Исследования PhET: Лунный посадочный модуль

Сводка раздела

Концептуальные вопросы

Задачи и упражнения

Избранные решения проблем и упражнения

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

Ракеты и тяга — Science Learning Hub

Ракетостроение на скейтборде

Третий закон Ньютона

Контейнерные ракеты, аэростаты и водные ракеты

Ракетные двигатели сталкиваются с прореагировавшими газами

Полезные ссылки

Взрыв: создание тяги ракеты с помощью пороха — Урок

Быстрый просмотр

Резюме

Инженерное соединение

Цели обучения

Образовательные стандарты

Больше подобной учебной программы

Предварительные знания

Введение / Мотивация

Предпосылки и концепции урока для учителей

Сопутствующие мероприятия

Закрытие урока

Словарь / Определения

Оценка

Мероприятия по продлению урока

использованная литература

авторское право

Авторы

Программа поддержки

Благодарности

Добавить комментарий Отменить ответ